Узел отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги или создании узла дополнительной тяги ракетного двигателя. Узел отсечки тяги ракетного двигателя содержит сопло, заглушку, установленную с обеспечением радиального зазора в проточную часть сопла, зафиксированную в районе среза сопла, а также пиропатрон. Радиальный зазор со стороны камеры сгорания загерметизирован. Заглушка фиксируется разрушающимся элементом, а полость срабатывания пиропатрона сообщается с полостью радиального зазора, причем указанная полость загерметизирована со стороны фиксации заглушки. Изобретение позволяет расширить область применения узла отсечки тяги в ракетных двигателях в условиях, когда его наружная поверхность покрыта наружным теплозащитным покрытием. 2 ил.

 

Изобретение относится к ракетной технике и может использоваться в качестве узла отсечки тяги (УОТ) ракетного двигателя или узла создания дополнительной тяги (например, боковой),

Известен УОТ, содержащий сопло, заглушку, установленную с обеспечением радиального зазора в проточную часть сопла и зафиксированную в районе среза сопла, при этом радиальный зазор со стороны камеры сгорания загерметизирован, пиропатрон (см. патент РФ №2459104).

Недостатком указанной конструкции является то, что для вылета заглушки необходимо расфиксировать кулачки посредством перемещения затвора, расположенного с наружной стороны сопла, что приводит к невозможности применения данной конструкции в условиях, когда наружная поверхность УОТ покрыта наружным теплозащитным покрытием (НТЗП), поскольку подвижная часть будет заклинена НТЗП по месту ее скольжения. Кроме того, для обеспечения герметичности по месту скольжения затвора необходимо исключить выступающие части покрытия и обеспечить чистоту и однородность поверхности.

В качестве НТЗП в ракетной технике используют покрытия обладающие низкой теплопроводностью, высокой адгезией к поверхности нанесения, выдерживающие относительную деформацию до 20%. При этом покрытие обладает относительно невысокими механическими характеристиками на срез и растяжение.

Технической задачей настоящего изобретения является расширение области применения УОТ в ракетных двигателях, допускающее эксплуатацию УОТ при покрытии наружной поверхности НТЗП.

Сущность изобретения заключается в том, что УОТ содержит сопло, заглушку, установленную с обеспечением радиального зазора в проточную часть сопла и зафиксированную в районе среза сопла, пиропатрон. При этом радиальный зазор со стороны камеры сгорания загерметизирован. УОТ конструктивно исполнен так, что заглушка фиксируется разрушающимся элементом, а полость срабатывания пиропатрона сообщается с полостью радиального зазора, причем указанная полость загерметизирована со стороны фиксации заглушки. Конструкция допускает нанесение покрытия НТЗП.

Технический результат достигается тем, что в предлагаемой конструкции:

- заглушка фиксируется разрушающимся элементом, а полость срабатывания пиропатрона сообщается с полостью радиального зазора. Это позволяет исключить подвижные части с наружной стороны сопла, где предполагается нанесение НТЗП;

- полость радиального зазора загерметизирована со стороны фиксации заглушки. Это позволяет аккумулировать газы в полости радиального зазора до определенного давления, которое создает усилие разрушения элемента фиксации заглушки, покрытого НТЗП.

На фиг. 1 изображен УОТ с установленной в сопле заглушкой.

На фиг. 2 изображен УОТ после вылета заглушки.

Узел отсечки тяги (фиг. 1), установленный на ракетный двигатель 1, содержит сопло 2, установленную с обеспечением радиального зазора 3 в проточную часть сопла заглушку 4, элемент фиксации заглушки мембрану 5, зафиксированная гайкой 6, пиропатрон 7, полость 8 срабатывания пиропатрона, сообщенную при помощи канала 9 с полостью 10 радиального зазора, загерметизированную уплотнением 11. С наружной стороны УОТ нанесено НТЗП 12, которое обладает относительно низкими характеристиками на срез и растяжение, по сравнению с материалами, которые обычно применяют для изготовления разрушающихся элементов, например, алюминиевые сплавы или низкопрочные стали.

Устройство работает следующим образом. При возникновении необходимости вылета заглушки (независимо от работы двигателя 1), подается команда на пиропатрон 7, газы из полости 8 по каналу 9 попадают в полость 10. Газы, с аккумулированные в полости 10, выталкивают заглушку 4, которая разрушает мембрану 5 и НТЗП 12, приводя УОТ в рабочее состояние (фиг. 2).

Разработка позволит расширить область применения УОТ за счет возможности его использования в ракетных двигателях, условия эксплуатации которых предусматривают покрытие наружной поверхности УОТ НТЗП.

Узел отсечки тяги ракетного двигателя, содержащий сопло, заглушку, установленную с обеспечением радиального зазора в проточную часть сопла, зафиксированную в районе среза сопла, при этом радиальный зазор со стороны камеры сгорания загерметизирован, пиропатрон, отличающийся тем, что заглушка фиксируется разрушающимся элементом, а полость срабатывания пиропатрона сообщается с полостью, образованной радиальным зазором, причем указанная полость загерметизирована со стороны фиксации заглушки.



 

Похожие патенты:

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 способу нанесения теплозащитного покрытия из композиционных материалов, используемого для защиты корпусов ракетных двигателей, работающих на твердом топливе.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Устройство для разложения перекиси водорода содержит камеру разложения с расположенным внутри нее катализатором, выполненную с возможностью поступления в нее перекиси водорода с концентрацией от 80% до 100% из резервуара для хранения.

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и, в частности, к двухзонным газогенераторам с лазерным зажиганием компонентов топлива. Двухзонный газогенератор с лазерным зажиганием компонентов топлива содержит силовую оболочку с патрубками подвода окислителя и горючего и патрубок для вывода генераторного газа, внутри которой и коаксиально с ней установлена камера сгорания.

Изобретение относится к области космической техники. Способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) космического аппарата (КА) включает вытеснение топлива из сжимающей полости, образованной эластичной перегородкой бака, внешним механическим давлением газа на поверхность эластичной перегородки до полного освобождения бака от топлива.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях корпусов ракетных двигателей твердого топлива из композиционных материалов.

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 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 наддуву топливных баков ракетного двигателя. Устройство содержит основной нагреватель (58), приспособленный для нагревания компонента ракетного топлива, поступающего из бака (16) перед его возвращением в этот бак.

Изобретение относится к аэрокосмической области, в частности к области летательных аппаратов, приводимых в движение ракетными двигателями, а также к подающей цепи (6) для запитки ракетного двигателя (2) по меньшей мере первым компонентом жидкого топлива, при этом подающая цепь включает в себя по меньшей мере один первый теплообменник (18), пригодный, чтобы быть присоединенным к цепи (17) охлаждения для охлаждения по меньшей мере одного источника тепла посредством передачи тепла первому компоненту топлива, и дополнительно после упомянутого первого теплообменника - ответвление, проходящее через второй теплообменник.

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 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 ракетной технике, а именно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД). Камера сгорания двухрежимного ЖРД, работающего по безгенераторной схеме, содержащая кольцевую камеру сгорания с трактом охлаждения, магистрали подвода горючего и окислителя, блок камеры с двухсекционным сверхзвуковым соплом с трактом охлаждения, в кольцевой камере сгорания смесительная головка с двухполостным коллектором подвода окислителя выполнена из двух блоков, каждый из которых работает на свою секцию сопла, а подводная магистраль горючего через тракты охлаждения двухсекционного сопла и тракт охлаждения блока камеры соединена через смеситель и коллектор турбины с коллекторами горючего на блоках головки.

Выпускное сопло для газообразных продуктов сгорания ракетного двигателя содержит неподвижную часть, подвижную часть, продолжающую неподвижную часть, а также уплотнительное устройство.

Пульсирующий реактивный двигатель содержит корпус, камеру сгорания с соплом, системы подачи компонентов в камеру сгорания и воспламенения топливной смеси. Камера сгорания имеет кольцевое поперечное сечение.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетных двигателей. Сопло ракетного двигателя на роликовой опоре содержит неподвижную часть, поворотную часть, резиновое уплотнительное кольцо, герметизирующее объем камеры сгорания по сферическому поясу на поворотной части, определяющему центр вращения последней.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла камеры жидкостного ракетного двигателя. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя, включающее внутреннюю и наружную оболочки, соединенные между собой ребрами, образующими каналы охлаждения, подколлекторное кольцо с отверстиями, которые соединяются с каналами охлаждения, и коллектор, согласно изобретению сопло камеры представляет собой единую цельную конструкцию, изготовленную методом послойного порошкового лазерного спекания гранул.

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 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 и может быть использовано при создании ракетных двигателей. Сопло ракетного двигателя содержит неподвижную часть и герметично скрепленную с ней при помощи двух эластичных шарниров поворотную часть, один эластичный шарнир - герметизирующий, другой - опорный.

Изобретение относится к областям строений силовых реактивных установок, которые, работая как ЖТРД или ПВТРД, создают изменяющую направление переднюю газовую тягу, а также, работая как ЖРД, создают заднюю газовую тягу.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги или создании узла дополнительной тяги ракетного двигателя. Узел отсечки тяги ракетного двигателя содержит сопло, заглушку, установленную с обеспечением радиального зазора в проточную часть сопла, зафиксированную в районе среза сопла, а также пиропатрон. Радиальный зазор со стороны камеры сгорания загерметизирован. Заглушка фиксируется разрушающимся элементом, а полость срабатывания пиропатрона сообщается с полостью радиального зазора, причем указанная полость загерметизирована со стороны фиксации заглушки. Изобретение позволяет расширить область применения узла отсечки тяги в ракетных двигателях в условиях, когда его наружная поверхность покрыта наружным теплозащитным покрытием. 2 ил.

Наверх