RU2012112417A - Ракетный двигатель с раздвижным диффузором - Google Patents

Ракетный двигатель с раздвижным диффузором Download PDF

Info

Publication number
RU2012112417A
RU2012112417A RU2012112417/06A RU2012112417A RU2012112417A RU 2012112417 A RU2012112417 A RU 2012112417A RU 2012112417/06 A RU2012112417/06 A RU 2012112417/06A RU 2012112417 A RU2012112417 A RU 2012112417A RU 2012112417 A RU2012112417 A RU 2012112417A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
diffuser
section
thermal protection
rocket engine
engine according
Prior art date
Application number
RU2012112417/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2531009C2 (ru
Inventor
Оливье ДОБЕК
Ноэль ДАВИД
Николас РАВЬЕ
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2012112417A publication Critical patent/RU2012112417A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2531009C2 publication Critical patent/RU2531009C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • F02K9/976—Deployable nozzles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Thermal Insulation (AREA)
  • Exhaust Silencers (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)

Abstract

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 и

Claims (10)

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.
RU2012112417/06A 2009-09-10 2010-09-06 Ракетный двигатель с раздвижным диффузором RU2531009C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0956178 2009-09-10
FR0956178A FR2949821B1 (fr) 2009-09-10 2009-09-10 Moteur fusee a divergent deployable
PCT/FR2010/051844 WO2011030048A1 (fr) 2009-09-10 2010-09-06 Moteur fusee a divergent deployable.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012112417A true RU2012112417A (ru) 2013-10-20
RU2531009C2 RU2531009C2 (ru) 2014-10-20

Family

ID=41509017

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012112417/06A RU2531009C2 (ru) 2009-09-10 2010-09-06 Ракетный двигатель с раздвижным диффузором

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9169807B2 (ru)
EP (1) EP2475866B1 (ru)
JP (1) JP5636056B2 (ru)
CN (1) CN102639853A (ru)
FR (1) FR2949821B1 (ru)
RU (1) RU2531009C2 (ru)
WO (1) WO2011030048A1 (ru)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2956739B1 (fr) * 2010-02-24 2012-09-14 Snecma Banc d'essai pour moteur a reaction
FR2989354B1 (fr) * 2012-04-13 2014-05-23 Snecma Etage de lanceur comprenant une structure de support temporaire de troncons de tuyere, permettant l'acces au corps du moteur
FR2998022B1 (fr) 2012-11-15 2015-01-16 Snecma Tige filetee d'un systeme de deploiement d'un divergent deployable de propulseur
CN105179109B (zh) * 2015-06-08 2017-05-17 北京航天动力研究所 一种采用气吹原理的喷管延伸展开机构
CN105067232B (zh) * 2015-07-14 2017-09-29 北京航天动力研究所 利用滑轮和重锤实现延伸机构功能和载荷试验的装置
RU2595006C1 (ru) * 2015-09-02 2016-08-20 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Жидкостный ракетный двигатель с выдвижным соплом
RU167750U1 (ru) * 2016-03-15 2017-01-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) (МАИ) Высотное сопло лаваля
RU2612691C1 (ru) * 2016-03-31 2017-03-13 Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" Жидкостный ракетный двигатель с выдвижным соплом
FR3060663B1 (fr) * 2016-12-19 2019-05-24 Airbus Safran Launchers Sas Dispositif de protection thermique souple pour divergent
US11519364B2 (en) 2017-10-13 2022-12-06 The Commonwealth Of Australia Rigid thermal protection composition
US11352981B1 (en) * 2019-08-02 2022-06-07 Exquadrum, Inc. Multi-pulse rocket propulsion motor
CA3169019A1 (en) * 2022-07-21 2024-01-21 Addison Fischer Engine systems and uses thereof

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1559727A (en) 1919-10-09 1925-11-03 Merseles Dishwashing machine
US3156091A (en) * 1961-07-19 1964-11-10 Curtiss Wright Corp Multi-layer anisotropic heat shield construction
US3215373A (en) * 1963-01-04 1965-11-02 Hollas K Price Rocket propulsion means for space craft
US3346186A (en) * 1964-10-05 1967-10-10 North American Aviation Inc Extensible rocket nozzle comprised of a coated flexible mesh subsequently deployed and heated to become impermeable
US3933310A (en) * 1974-07-11 1976-01-20 Thiokol Corporation Rocket nozzle construction and surfaces impervious to hot, high velocity gases
US4213566A (en) * 1978-08-25 1980-07-22 Hercules Incorporated Nested cone extendible nozzle system for a rocket motor
US4313567A (en) * 1979-12-03 1982-02-02 Rockwell International Corporation Cam-lock rocket securing mechanism
US4387564A (en) * 1980-10-03 1983-06-14 Textron Inc. Extendible rocket engine exhaust nozzle assembly
US4383407A (en) * 1981-02-02 1983-05-17 Thiokol Corporation Extendible thrust nozzle for rockets
DE3427169C2 (de) * 1984-07-24 1987-04-30 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn Raketentriebwerk für Raumflüge
US4779799A (en) * 1987-03-16 1988-10-25 Rockwell International Corporation Extendible nozzle
JPH0544508Y2 (ru) * 1988-08-09 1993-11-11
US5048289A (en) * 1989-06-15 1991-09-17 Rockwell International Corporation Extendible nozzle
US5232534A (en) * 1989-09-19 1993-08-03 Aerospatiale Soiete Nationale Industrielle Thermal protection coating, and method and installation for manufacturing it
FR2677080B1 (fr) * 1991-05-30 1995-01-06 Europ Propulsion Mecanisme autoverrouillable et reversible de deploiement de divergent de tuyere de moteur-fusee.
JP3064673B2 (ja) * 1992-05-30 2000-07-12 スズキ株式会社 車両用排気マニホルドカバー
US5954491A (en) * 1997-04-07 1999-09-21 Eastman Chemical Company Wire lock shield face for burner nozzle
DE10157752B4 (de) * 2001-11-27 2006-04-06 Eads Space Transportation Gmbh Düsenverlängerung
DE10312776B4 (de) * 2003-03-21 2008-10-02 Eads Space Transportation Gmbh Ausfahrbare Schubdüsenglocke für ein Raketentriebwerk
JP4278089B2 (ja) * 2003-03-31 2009-06-10 株式会社泉精器製作所 生ゴミ処理装置および生ゴミ処理用カッタ
EP1482246A1 (de) * 2003-05-30 2004-12-01 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer
RU2273752C2 (ru) * 2003-11-05 2006-04-10 ОАО "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" Сопло с высотной компенсацией
RU2272928C2 (ru) * 2004-05-20 2006-03-27 Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" Раздвижное сопло ракетного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
JP2013504708A (ja) 2013-02-07
FR2949821A1 (fr) 2011-03-11
US9169807B2 (en) 2015-10-27
EP2475866A1 (fr) 2012-07-18
JP5636056B2 (ja) 2014-12-03
RU2531009C2 (ru) 2014-10-20
EP2475866B1 (fr) 2013-07-10
WO2011030048A1 (fr) 2011-03-17
CN102639853A (zh) 2012-08-15
FR2949821B1 (fr) 2011-09-30
US20120167575A1 (en) 2012-07-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2012112417A (ru) Ракетный двигатель с раздвижным диффузором
FR2916426B1 (fr) Ensemble arriere de nacelle pour turboreacteur.
GB2468669C (en) A flow discharge device
RU2312224C2 (ru) Газовая турбина (варианты)
RU2007134897A (ru) Интегрированная силовая установка, содержащая двухконтурный турбореактивный двигатель, задняя по потоку цилиндрическая конструкция гондолы интегрированной силовой установки
US10018088B2 (en) Helmholtz damper for gas turbine with cooling air flow
CA2696837C (en) Seal having a large compression range
EP2333282A3 (en) Variable area fan nozzle stiffeners and placement
FR2920134B1 (fr) Nacelle equipee d'au moins une trappe de surpression
WO2008017551A3 (de) Brennkammer einer verbrennungsanlage
RU2014138956A (ru) Узел хвостовой части авиационного двигателя
JP2005054793A (ja) 燃焼器の断熱シールドパネルおよび断熱シールドパネルとシェルとの組み合わせ
FR2938878B1 (fr) Inverseur de poussee pour nacelle de turboreacteur a double flux
DE602006000076D1 (de) Feuerfeste Abdeckung für eine Leuchte
RU2007104966A (ru) Устройство для охлаждения сопла первого контура турбореактивного двухконтурного двигателя
BRPI0813264B8 (pt) Bocal de gás e reator com o mesmo
RU2010150669A (ru) Силовая установка для летательного аппарата и конструкция воздухозаборника для данной установки
EP2236750A3 (en) An impingement cooling arrangement for a gas turbine engine
RU2011112938A (ru) Корпус компрессора, обладающий стойкостью к титановым пожарам, компрессор высокого давления, содержащий такой корпус, и двигатель летательного аппарата, оборудованный таким компрессором
RU2011123685A (ru) Гондола турбореактивного двигателя со сдвижным передним капотом
RU2008147844A (ru) Гондола для двухконтурного турбореактивного двигателя с высокой степенью двухконтурности
FR2920199B1 (fr) Capot mobile d'inverseur de poussee et inverseur de poussee equipe d'un tel capot mobile
RU2010109799A (ru) Гондола турбореактивного двигателя для летательного аппарата
RU2011123482A (ru) Гондола турбореактивного двигателя
RU2015114793A (ru) Удерживающий элемент для удерживания кирпича теплозащитного экрана и способ охлаждения несущей структуры теплозащитного экрана

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190907