RU2266425C1 - Заглушка сопла ракетного двигателя - Google Patents
Заглушка сопла ракетного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2266425C1 RU2266425C1 RU2004115073/06A RU2004115073A RU2266425C1 RU 2266425 C1 RU2266425 C1 RU 2266425C1 RU 2004115073/06 A RU2004115073/06 A RU 2004115073/06A RU 2004115073 A RU2004115073 A RU 2004115073A RU 2266425 C1 RU2266425 C1 RU 2266425C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pressure
- rocket engine
- cover
- nozzle
- membrane
- Prior art date
Links
Landscapes
- Pressure Vessels And Lids Thereof (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Заглушка сопла ракетного двигателя содержит сферическую мембрану, закрепленную на стенке сверхзвуковой части сопла и обращённую выпуклой стороной сферы в сторону камеры двигателя. Толщина сферической мембраны определяется зависимостью , где k=1,6...1,8 - эмпирический коэффициент; Rсф - радиус сферы; р - давление срабатывания заглушки; Е - модуль упругости материала мембраны. Изобретение обеспечит целостность и герметичность заглушки при воздействии на нее давления газов от порохового аккумулятора давления, а также, после запуска ракетного двигателя, обеспечит расчетный уровень давления вскрытия заглушки и существенно меньший уровень давления газов порохового аккумулятора давления при минимальной массе вылетающих частей. 1 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке заглушек сопел ракетных двигателей, стартующих из пускового контейнера при помощи порохового аккумулятора давления (ПАД).
Известна заглушка, установленная в сверхзвуковой расширяющейся части сопла, способная воспринимать давление газов ПАД и вскрываться при запуске двигателя за счет применения винтов, разрушаемых по калиброванной шейке (см. книгу «Конструкции ракетных двигателей на твердом топливе», под общей редакцией чл.-корр. Российской академии наук, доктора техн. наук, проф. Л.Н.Лаврова, Москва, «Машиностроение», 1993, рис.3.36, стр.162).
Недостатком данной конструкции является большая масса заглушки, которая при вылете может нанести повреждения пусковой установке.
Известна заглушка, в которой для уменьшения массы вылетающих частей применяется лепестковая мембрана (см. рис.3.37, стр.163 вышеуказанной книги). Эта заглушка включает в себя сферическую мембрану с радиально расходящимися от центра ослабленными сечениями. При запуске двигателя мембрана разрушается только по ослабленным сечениям, лепестки заглушки раскрываются по потоку продуктов сгорания и сгорают в процессе работы.
Недостатком данной конструкции является то, что она не может воспринимать большое давление от газов ПАД при старте из пускового контейнера.
Известна заглушка, содержащая сферическую мембрану с радиально расходящимися от центра ослабленными сечениями, которая опирается на арочную сферическую конструкцию, состоящую из отдельных клинообразных элементов, которые удерживаются внешним кольцом (принята за прототип, см. патент на изобретение №2196244 от 10.01.2003 г., F 16 L 37/28).
Недостатком данной конструкции заглушки является большая суммарная масса вылетающих при вскрытии мембраны элементов, способных в совокупности нанести повреждения пусковой установке.
Технической задачей данного изобретения является создание конструкции заглушки, способной выдерживать высокое давление газов ПАД при старте из пускового контейнера, а затем после запуска двигателя обеспечивать расчетный уровень давления срабатывания, существенно меньший давления газов ПАД, при минимальной массе вылетающих частей.
Технический результат достигается тем, что заглушка сопла ракетного двигателя содержит сферическую мембрану, закрепленную на стенке сверхзвуковой части сопла таким образом, что выпуклой стороной сферы она обращена в сторону камеры двигателя, а толщина сферической мембраны определяется зависимостью
где k=1,6...1,8 - эмпирический коэффициент;
Rсф - радиус сферы;
р - давление срабатывания заглушки;
Е - модуль упругости материала мембраны.
При воздействии газов ПАД сферическая мембрана работает на растяжение от внутреннего давления, а при запуске ракетного двигателя -на устойчивость от внешнего камерного давления.
Использование при определении толщины мембраны указанной зависимости с учетом данных, полученных при экспериментальной отработке, позволяет обеспечить расчетный уровень давления срабатывания при минимальной массе вылетающих частей, а конструкция заглушки при этом способна выдерживать уровень давления газов ПАД, существенно больший давления срабатывания.
На чертеже изображена конструкция предлагаемой заглушки. Внутри сопла 1 установлена заглушка, представляющая собой сферическую мембрану 2, на большем диаметре которой выполнен стыковочный фланец 3 с посадочными местами под уплотнение и для крепления с кольцом 4. Фланец 3 прикреплен к кольцу 4 с помощью кольца 5 и винтов 6, при этом выпуклая поверхность сферы обращена в сторону камеры двигателя. Мембрана 2 с фланцем 3 выполнены, например, из стеклопластика, а кольца 4 и 5 - из алюминиевого сплава.
Кольцо 4 заглушки на герметизирующем составе вклеено в сопло 1 и для надежности соединения подкреплено винтами 7. Поверхность заглушки, обращенная к срезу сопла 1, на которую при старте воздействуют газы ПАД, защищена покрытием 8.
Работает заглушка следующим образом.
При старте ракетного двигателя газы ПАД воздействуют непосредственно на сферическую мембрану 2 заглушки, работающую при этом на растяжение. Нагрузка от мембраны 2 через фланец 3 передается на кольцо 4 и далее на раструб сопла 1.
После выхода из пускового контейнера происходит запуск двигателя. Продукты сгорания двигателя воздействуют на сферическую мембрану 2 заглушки, работающую при этом на сжатие и которая при расчетном давлении теряет устойчивость, разрушается в заданном месте (по месту перехода сферы во фланец 3) и с расчетной допустимой массой вылетает из сопла 1, исключая опасное воздействие на пусковую установку. Масса вылетающей сферической части заглушки оказывается существенно меньше массы вылетающих частей прототипа. Фланец 3, кольца 4, 5 и винты 6, 7 сгорают при дальнейшей работе двигателя в потоке продуктов сгорания.
Автономные испытания стеклопластиковых мембран заглушки со следующими параметрами:
δсф=1,1...1,2 мм;
Rсф=160 мм;
p=4,5...6,0 кгс/см2;
Е=280000...295000 кгс/см2
показали, что оптимальные значения эмпирического коэффициента находятся в диапазоне k=1,6...1,8. При этом масса вылетающей части составила не более 0,15 кг.
Автономные испытания по оценке несущей способности сферической мембраны заглушки для случая ее работы на растяжение от воздействия газов ПАД показали, что она способна выдержать давление не менее 20 кгс/см2, что более чем в 3 раза выше расчетного давления срабатывания.
Таким образом, предлагаемая заглушка способна сохранять целостность и герметичность при воздействии на нее газов ПАД, обеспечивать расчетный уровень давления вскрытия существенно меньший давления газов ПАД, при минимальной массе вылетающих частей.
Claims (1)
- Заглушка сопла ракетного двигателя, содержащая сферическую мембрану, закрепленную на стенке сверхзвуковой части сопла, отличающаяся тем, что мембрана закреплена таким образом, что выпуклой стороной сферы она обращена в сторону камеры двигателя, а толщина сферической мембраны определяется зависимостьюгде k=1,6...1,8 - эмпирический коэффициент; Rсф - радиус сферы; р - давление срабатывания заглушки; Е - модуль упругости материала мембраны.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004115073/06A RU2266425C1 (ru) | 2004-05-18 | 2004-05-18 | Заглушка сопла ракетного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2004115073/06A RU2266425C1 (ru) | 2004-05-18 | 2004-05-18 | Заглушка сопла ракетного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2266425C1 true RU2266425C1 (ru) | 2005-12-20 |
Family
ID=35869719
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004115073/06A RU2266425C1 (ru) | 2004-05-18 | 2004-05-18 | Заглушка сопла ракетного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2266425C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2513862C1 (ru) * | 2013-01-30 | 2014-04-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Заглушка сопла ракетного двигателя |
RU212932U1 (ru) * | 2022-06-30 | 2022-08-12 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н.Туполева-КАИ" | Сопловая заглушка ракетного двигателя твердого топлива |
-
2004
- 2004-05-18 RU RU2004115073/06A patent/RU2266425C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2513862C1 (ru) * | 2013-01-30 | 2014-04-20 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Заглушка сопла ракетного двигателя |
RU212932U1 (ru) * | 2022-06-30 | 2022-08-12 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н.Туполева-КАИ" | Сопловая заглушка ракетного двигателя твердого топлива |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8813649B1 (en) | Low foreign object damage (FOD) weighted nose decoy flare | |
US20130327016A1 (en) | Ignition device for two-pulse rocket motor with thermal barrier membrane | |
RU2375664C1 (ru) | Разрушаемая крышка пусковой трубы | |
RU2266425C1 (ru) | Заглушка сопла ракетного двигателя | |
RU2460960C1 (ru) | Разрушаемая крышка пусковой трубы | |
RU2389896C2 (ru) | Сопло ракетного двигателя | |
RU2312999C1 (ru) | Ракетный двигатель на твердом топливе | |
RU2326260C2 (ru) | Заряд, скрепленный с корпусом рдтт | |
RU2372513C1 (ru) | Заглушка сопла ракетного двигателя | |
RU2196244C1 (ru) | Заглушка сопла ракетного двигателя | |
RU2725129C1 (ru) | Устройство защиты от попадания воды во внутренний объём сопла твёрдотопливного двигателя ракетного носителя с миномётной схемой старта из подводного положения и обратный клапан | |
RU2195628C1 (ru) | Устройство герметизации сопла ракетного двигателя | |
KR101739391B1 (ko) | 로켓 모터용 후방 점화기를 포함하는 발화장치 조립체 | |
RU212932U1 (ru) | Сопловая заглушка ракетного двигателя твердого топлива | |
RU2432484C1 (ru) | Воспламенитель твердотопливного заряда для ракетного двигателя | |
KR102449276B1 (ko) | 고고도 연소시험용 2단 펄스 추진기관 | |
RU2351788C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива управляемого снаряда, воспламенитель твердотопливного заряда и сопловой блок ракетного двигателя | |
RU2675983C1 (ru) | Двигатель кумулятивно-фугасного заряда | |
RU2620613C1 (ru) | Ракетный двигатель активно-реактивного снаряда | |
RU2305790C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2213241C2 (ru) | Устройство герметизации сопла ракетного двигателя | |
RU175301U1 (ru) | Разрушаемая крышка транспортно-пускового контейнера | |
RU2715450C1 (ru) | Многорежимный ракетный двигатель | |
RU2438033C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2461787C1 (ru) | Разрушаемая крышка пусковой трубы |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200519 |