Устройство для герметизации раструба сопла ракетного двигателя

Авторы патента:

Лобанов Олег Александрович (RU)

Тумановская Валентина Павловна (RU)

Домнин Кирилл Геннадьевич (RU)

Завьялов Станислав Александрович (RU)

Лавров Сергей Владимирович (RU)

Шлыкова Мария Константиновна (RU)

F02K9/978 - Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель; управление этими установками (химический состав топлив C06B,C06D)

F02K9/97 - ракетные сопла (управление величиной и направлением тяги F02K 9/80)

Владельцы патента RU 2788468:

Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации (RU)

Изобретение относится к устройствам для герметизации раструба сопла ракетного двигателя. Устройство для герметизации раструба сопла ракетного двигателя содержит заглушку, выполненную из резины и в форме тонкостенного тела вращения, имеющую сферический участок, переходящий в участок, повторяющий профиль раструба и который соединен с раструбом скрепляющим составом, при этом заглушка установлена выпуклой частью сферического участка в сторону сужающейся части раструба, заглушка выполнена с равномерно расположенными радиальными насечками, при этом насечки не проходят через участок, повторяющий профиль, заглушка дополнительно выполнена с кольцевой насечкой, ось которой находится на оси раструба, при этом толщина заглушки равномерно увеличивается от центра к периферии, как вариант равномерно расположенные радиальные насечки могут быть выполнены как на выпуклой части сферического участка, так и на стороне, противоположной выпуклой части сферического участка, причем глубина насечек равномерно уменьшается от центра заглушки до ее периферии, на заглушке может быть выполнен цилиндрический прилив, контактирующий с наружной цилиндрической поверхностью раструба, при этом прилив соединен с раструбом скрепляющим составом. Изобретение обеспечивает разрушение заглушки по насечкам и уменьшение силы воздействия на узлы ракеты. 6 з.п. ф-лы, 12 ил.

Предполагаемое изобретение относится к устройствам для герметизации раструба сопла ракетного двигателя.

Известно устройство для герметизации трубопровода, содержащее выполненную из эластичного материала, преимущественно резины, заглушку, выполненную в форме тонкостенного тела вращения, имеющую сферический участок, переходящий в участок, повторяющий профиль расширяющейся части трубопровода, заглушка установлена выпуклой частью сферического участка в сторону сужающейся части трубопровода (Патент РФ №2078973, кл. 6F02K 1/62, 1994 г.).

Недостаток конструкции заключается в том, что заглушка, отрываясь по скрепляющему составу, вылетает целиком и может задеть узлы ракеты, что может привести к их выходу из строя.

Задачей предполагаемого изобретения является уменьшение массы вылетающих частей заглушки и таким образом уменьшить силу воздействия на узлы ракеты.

Указанная задача решается тем, что в устройстве для герметизации раструба сопла ракетного двигателя, содержащем заглушку, выполненную из резины и в форме тонкостенного тела вращения, имеющую сферический участок, переходящий в участок, повторяющий профиль раструба и который соединен с раструбом скрепляющим составом, при этом заглушка установлена выпуклой частью сферического участка в сторону сужающейся части раструба, заглушка выполнена с равномерно расположенными радиальными насечками, при этом насечки не проходят через участок, повторяющий профиль раструба, заглушка дополнительно выполнена с кольцевой насечкой, ось которой находится на оси раструба, при этом толщина заглушки равномерно увеличивается от центра к периферии, как вариант равномерно расположенные радиальные насечки могут быть выполнены как на выпуклой части сферического участка, так и на стороне, противоположной выпуклой части сферического участка, причем глубина насечек равномерно уменьшается от центра заглушки до ее периферии, на заглушке может быть выполнен цилиндрический прилив, контактирующий с наружной цилиндрической поверхностью раструба, при этом прилив соединен с раструбом скрепляющим составом.

На фиг. 1-11 указаны различные исполнения заглушки и ее соединения с раструбом сопла.

На фиг. 12 показано как раскрывается заглушка.

Устройство для герметизации раструба сопла ракетного двигателя (фиг. 1) содержит заглушку 1, выполненную из резины и в форме тонкостенного тела вращения, имеющего сферический участок 2, переходящий в участок 3, повторяющий профиль раструба 4, заглушка 1 соединена с раструбом 4 скрепляющим составом 5. Заглушка 1 установлена выпуклой частью сферического участка 2 в сторону сужающейся части 6 раструба 4. Заглушка 1 выполнена с равномерно расположенными радиальными насечками 7 (фиг. 1, 2) при этом насечки 7 не проходят через участок 3, повторяющий профиль раструба 4. Заглушка 1 может быть дополнительно выполнена с кольцевой насечкой 8 (фиг. 3, 4), ось которой находится на оси раструба 4. Толщина заглушки 1 может равномерно увеличиваться от центра к периферии. Равномерно расположенные насечки 7 могут быть выполнены как на выпуклой части сферического участка 2 заглушки 1 (фиг. 1, 2, 3, 4,), так и на вогнутой части сферического участка 2 заглушки 1 (фиг. 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11). Заглушка 1 может быть выполнена с цилиндрическим приливом 9, контактирующим с наружной цилиндрической поверхностью 10 раструба 4 (фиг. 9,10), при этом прилив 9 заглушка 1 соединен с наружной поверхностью цилиндрической поверхностью 10 раструба 4 скрепляющим составом. Глубина насечек 7 (фиг. 11) может быть выполнена с равномерным уменьшением от центра заглушки 1 до ее периферии.

Устройство для герметизации раструба сопла ракетного двигателя работает следующим образом. Под действием давления продуктов сгорания ракетного топлива заглушка по насечкам разрушается (фиг. 12), а затем сгорает.

Таким образом достигается поставленная цель - уменьшается сила воздействия на узлы ракеты.

1. Устройство для герметизации раструба сопла ракетного двигателя, содержащее заглушку, выполненную из резины и в форме тонкостенного тела вращения, имеющую сферический участок, переходящий в участок, повторяющий профиль раструба, заглушка соединена с раструбом скрепляющим составом и установлена выпуклой частью сферического участка в сторону сужающейся части раструба, отличающееся тем, что заглушка выполнена с равномерно расположенными радиальными насечками, при этом насечки не проходят через участок, повторяющий профиль раструба.

2. Устройство для герметизации раструба сопла ракетного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что заглушка дополнительно выполнена с кольцевой насечкой, ось которой находится на оси раструба.

3. Устройство для герметизации раструба сопла ракетного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что толщина заглушки равномерно увеличивается от центра к периферии.

4. Устройство для герметизации раструба сопла ракетного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что равномерно расположенные радиальные насечки выполнены на выпуклой части сферического участка.

5. Устройство для герметизации раструба сопла ракетного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что равномерно расположенные радиальные насечки выполнены на стороне, противоположной выпуклой части сферического участка.

6. Устройство для герметизации раструба сопла ракетного двигателя по пп. 1 и 5, отличающееся тем, что глубина насечек равномерно уменьшается от центра заглушки до ее периферии.

7. Устройство для герметизации раструба сопла ракетного двигателя по п. 1, отличающееся тем, что на заглушке выполнен цилиндрический прилив, контактирующий с наружной цилиндрической поверхностью раструба, при этом прилив соединен с раструбом скрепляющим составом.

Изобретение относится к ракетостроению и касается конструкции ракетного двигателя, работающего на сыпучем твердом топливе. Механизм теплозащиты камеры ракетного двигателя, содержащий набор экранирующих теплозащитных лент, расположенных у стенок в рабочей камере двигателя и перематываемых лентопротягивающим механизмом, расположенным на срезе сопла, при этом ленты введены в камеру двигателя через срез сопла, идут вдоль стенки сопла к днищу камеры сгорания, где установлены направляющие ролики, и далее идут к указанному лентопротягивающему механизму.

Ракетный двигатель на сыпучем топливе // 2781320

Изобретение относится к конструкции ракетных двигателей баллистических ракет и ракет-носителей, работающих на твердом дисперсном сыпучем топливе. Ракетный двигатель на сыпучем топливе, содержащий корпус, сопло, твердое топливо, снабжен топливным бункером расходуемой конструкции, днище которого выполнено в виде поршня с возможностью осевого перемещения относительно обечайки бункера, а также содержащий закрепленные на днище камеру сгорания с соплом и шлюзовый механизм питания, при этом блок камеры сгорания, сопла и шлюзового механизма питания соединены с днищем топливного бункера посредством подшипника, установленного соосно с осью тяги сопла, а обечайка бункера выполнена в виде ленточной обмотки, охватывающей массив сыпучего топлива, причем нижний конец ленты указанной обмотки пропущен через уплотнительное устройство в полость камеры сгорания и далее - через сопло, к механизму протяжки и обрезания ленты, установленному на срезе сопла.

Воспламенительное устройство для ракетных двигателей малой тяги на несамовоспламеняющихся газообразном (жидком) горючем и газообразном окислителе // 2778416

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к ракетным двигателям малой тяги, работающим в непрерывных и импульсных режимах на несамовоспламеняющихся газообразном (жидком) горючем и газообразном окислителе. Воспламенительное устройство для ракетных двигателей малой тяги состоит из агрегата зажигания и электроискровой свечи поверхностного разряда, корпуса воспламенительного устройства с форсуночными элементами подачи горючего и газообразного окислителя, электроклапана горючего, электропневмоклапана окислителя.

Способ стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата // 2777804

Изобретение относится к двигателестроению, а именно к способу стабилизации процесса горения в камере сгорания двигателя летательного аппарата и может быть использовано в современных авиационных двигателях с высокоскоростным воздушным потоком для улучшения эмиссионных характеристик и расширения диапазона устойчивой работы камеры сгорания, в том числе для улучшения высотного запуска двигателя.

Способ герметизации корпуса ракетного двигателя на твердом топливе, выполненного из композиционного материала // 2772172

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении корпусов ракетных двигателей на твердом топливе (РДТТ) из композиционных материалов. В способе герметизации корпуса РДТТ, выполненного из композиционного материала, содержащего переднее и заднее днища и силовую оболочку в виде кокона, выполненного методом непрерывной намотки, намотанную оболочку второго кокона и плоские кабели бортовой кабельной сети, установленные в межкоконное пространство, корпус двигателя устанавливается в вертикальное положение и опирается задним днищем на технологическую оснастку, образуя с ней герметичный стык, далее производится откачка воздуха из замкнутого объема, образованного задним днищем двигателя и технологической оснасткой с обеспечением перепада давлений между передним и задним днищами двигателя, а со стороны переднего днища двигателя производится заполнение клеем-компаундом полостей межкоконного пространства между плоскими кабелями и полостей по местам установки кабелей, после этого выполняется герметизация путем нанесения герметика на переднее днище, включая места входа плоских кабелей.

Ионный ракетный двигатель, способ его работы и коронирующий электрод // 2761693

Изобретение относится к ракетной технике. Ионный ракетный двигатель содержит соединенные между собой и расположенные соосно камеру, содержащую головку и цилиндрическую часть, к которой присоединен магнитный ускоритель плазмы и далее - сверхзвуковое газодинамическое сопло с сужающейся и расширяющейся частями, средство создания коронирующего разряда.

Способ работы двигательной установки первой ступени ракеты-носителя сверхтяжелого класса для обеспечения безопасности полетов // 2752727

Изобретение относится к области ракетного двигателестроения и может быть использовано при создании ракет-носителей сверхтяжелого класса (РН СТК). Предлагается способ работы двигательной установки первой ступени ракеты-носителя сверхтяжелого класса, в котором обеспечивают штатное функционирование шести жидкостных ракетных двигателей с резервированием в полете на режиме тяги 80% от номинального режима каждого двигателя, а в случае отказа одного из двигателей обеспечивают работу двигательной установки за счет перевода оставшихся двигателей на режим номинальной тяги.

Способ защиты газогенератора турбореактивного двухконтурного двигателя от попадания частиц пыли // 2752681

Способ защиты газогенератора турбореактивного двухконтурного двигателя от попадания частиц пыли предназначен для применения в авиационной технике, работающей в условиях загрязненного воздуха мелкими частицами. Данный способ заключается в том, что частицы пыли, попавшие в двигатель, отбрасываются под действием центробежных сил, возникающих вследствие специально организованной закрутки потока, на периферию потока воздуха и попадают в канал наружного контура двигателя.

Способ контроля характеристик агрегатов жидкостного ракетного двигателя при огневом испытании // 2750874

Изобретение относится к области жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Технический результат заключается в повышении достоверности оценки параметров ЖРД во время огневых испытаний.

Ионный ракетный двигатель, способ его работы и коронирующий электрод // 2747067

Изобретение относится к ионным ракетным двигателям. Предложеный двигатель содержит соединенные между собой и расположенные соосно камеру, содержащую головку и цилиндрическую часть, к которой присоединен магнитный ускоритель плазмы и далее - сверхзвуковое газодинамическое сопло с сужающейся и расширяющейся частями, средство создания коронирующего разряда.

Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки // 2787634

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройству двигательных установок. Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки включает укороченные сопла Лаваля с укороченным центральным телом, центральное тело выполнено полым, на его внутреннюю поверхность нанесен термоэмиссионный слой из материала с эффективной работой выхода электрона 0.01-3.3 эВ, на расстоянии от 1 нм до 1 см от термоэмиссионного слоя расположен анод, между термоэмиссионным слоем и анодом в контакте с ними расположены электронепроводящие элементы, при этом термоэмиссионный слой и анод образуют полость, полость между термоэмиссионным слоем и анодом вакуумирована и герметизирована, анод электрически через проводящие элементы соединен с входом источника напряжения, выход источника напряжения соединен с термоэмиссионным слоем, анод примыкает к элементу, внутри которого расположены каналы системы охлаждения анода, в полости между термоэмиссионным слоем и анодом размещена легкоионизируемая добавка.