RU2580231C1 - Rocket engine nozzle plug - Google Patents
Rocket engine nozzle plug Download PDFInfo
- Publication number
- RU2580231C1 RU2580231C1 RU2015108561/06A RU2015108561A RU2580231C1 RU 2580231 C1 RU2580231 C1 RU 2580231C1 RU 2015108561/06 A RU2015108561/06 A RU 2015108561/06A RU 2015108561 A RU2015108561 A RU 2015108561A RU 2580231 C1 RU2580231 C1 RU 2580231C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- hollow cylinder
- plug
- annular groove
- rocket engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Pressure Vessels And Lids Thereof (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке заглушек сопел малогабаритных ракетных двигателей, где необходимо реализовать высокий уровень давления срабатывания заглушки.The invention relates to rocket technology and can be used in the development of plugs for nozzles of small-sized rocket engines, where it is necessary to realize a high level of response pressure of the plug.
Известна конструкция сопла ракетного двигателя, в котором установлена защитная заглушка, выполненная в виде цилиндрического стакана с утонением и закрепленная на наружной поверхности сопла посредством клеевого шва (см. патент РФ на изобретение №2389896).A known design of a nozzle of a rocket engine in which a protective plug is installed, made in the form of a cylindrical glass with thinning and fixed on the outer surface of the nozzle by means of an adhesive joint (see RF patent for invention No. 2389896).
Недостатком этой конструкции является наличие герметизирующей дополнительной заглушки и невозможность реализации высокого давления срабатывания (~ 40 кгс/см2).The disadvantage of this design is the presence of a sealing additional plug and the inability to implement a high response pressure (~ 40 kgf / cm 2 ).
Известно сопло ракетного двигателя, изготовленное из металла и содержащее защитную заглушку, установленную на срезе сопла, выполненную в виде цилиндрического стакана с утонением и закрепленную на внешней стороне сопла при помощи резьбового соединения (принято за прототип, см. патент на изобретение DE 1113612 А).It is known that a nozzle of a rocket engine made of metal and containing a protective plug mounted on a nozzle exit, made in the form of a cylindrical glass with thinning and mounted on the outside of the nozzle using a threaded connection (adopted as a prototype, see patent for invention DE 1113612 A).
Недостатками данной конструкции являются большая масса элементов заглушки, остающихся на сопле после срабатывания, недостаточная равномерность срезания заглушки по кольцевому утонению и сложность в отработке, отсутствие уплотнения между корпусом заглушки и соплом.The disadvantages of this design are the large mass of plug elements remaining on the nozzle after operation, insufficient uniformity of cutting the plug by ring thinning and difficulty in working out, lack of sealing between the plug body and the nozzle.
Технической задачей данного изобретения является создание конструкции заглушки сопла малогабаритного ракетного двигателя рассчитанной на высокое давление срабатывания (~ 40 кгс/см2).An object of the present invention is to provide a design for a plug of a small-sized rocket engine nozzle designed for high response pressure (~ 40 kgf / cm 2 ).
Технический результат достигается тем, что в заглушке сопла ракетного двигателя, выполненной в виде охватывающего выходную часть сопла полого цилиндра с глухим дном, закрепленного на наружной поверхности сопла срезаемыми штифтами, на внутренней стенке полого цилиндра выполнена кольцевая проточка, а на его торцовой поверхности выполнены радиальные прорези, обеспечивающие возможность захода предварительно установленных на сопле срезаемых штифтов в кольцевую проточку. При этом полый цилиндр фиксируется на сопле в смещенном относительно прорезей положении срезаемых штифтов при помощи установленных в осевой плоскости упорных и стопорных винтов, причем на внутренней поверхности полого цилиндра со стороны глухого дна размещено кольцевое уплотнение.The technical result is achieved by the fact that in the plug of the nozzle of the rocket engine, made in the form of a hollow cylinder with a blind bottom covering the nozzle outlet, mounted on the outer surface of the nozzle with cut pins, an annular groove is made on the inner wall of the hollow cylinder, and radial cuts are made on its end surface providing the possibility of entering pre-installed on the nozzle cut pins into the annular groove. In this case, the hollow cylinder is fixed on the nozzle in the displaced position of the cut pins relative to the slots with the help of stop and locking screws installed in the axial plane, and an annular seal is placed on the inner surface of the hollow cylinder from the side of the blind bottom.
Срезаемые штифты, выполненные, например, из алюминиевого сплава, обладают сопротивлением среза, обеспечивающим реализацию срабатывания заглушки при высоком давлении. Изменяя диаметр рабочей части срезаемых штифтов можно реализовать широкий диапазон давлений срабатывания заглушки, что совместно с разборной конструкцией заглушки упрощает отработку как самой заглушки, так и ракетного двигателя в целом.Cut pins, made, for example, of aluminum alloy, have a shear resistance, providing the implementation of the operation of the plug at high pressure. By varying the diameter of the working part of the cut pins, a wide range of plug response pressures can be realized, which together with a collapsible plug design simplifies the development of both the plug itself and the rocket engine as a whole.
Выполнение на внутренней стенке полого цилиндра кольцевой проточки, а на его торцовой поверхности - радиальных прорезей, обеспечивающих возможность захода срезаемых штифтов в кольцевую проточку, позволяет технологически просто и удобного закрепить корпус цилиндра на сопле, при этом разместить крепление (срезаемые штифты) на достаточном расстоянии от среза сопла для предотвращения ослабления сечения сопла, что позволяет заглушке и соплу выдерживать рассчитанное высокое давление (~ 40 кгс/см2) без незапланированных разрушений, и обеспечить плановое (при достижении в процессе работы расчетного давления) срабатывание заглушки.The execution on the inner wall of the hollow cylinder of an annular groove, and on its end surface of radial slots, providing the possibility of entry of the cut pins into the annular groove, makes it possible to fix the cylinder body on the nozzle technologically simply and conveniently, while mounting the mount (cut pins) at a sufficient distance from outlet of the nozzle to prevent loosening of the nozzle section, which allows the nozzle plug and calculated withstand high pressures (~ 40 kgf / cm 2) without unintended destruction, and to provide It is scheduled (at achievement during the design pressure works) triggering a stub.
Фиксация полого цилиндра на сопле в смещенном относительно прорезей положении срезаемых штифтов при помощи установленных в осевой плоскости упорных и стопорных винтов позволяет обеспечить жесткость крепления и невыпадение штифтов из своих посадочных мест в процессе эксплуатации до запуска ракетного двигателя.Fixing the hollow cylinder on the nozzle in the position of the cut pins displaced relative to the slots using the axial and stop screws installed in the axial plane ensures the rigidity of fastening and failure of the pins to fall out of their seats during operation before the rocket engine starts.
Размещение кольцевого уплотнения на внутренней поверхности полого цилиндра со стороны глухого дна позволяет обеспечить герметичность соединения сопла с заглушкой и предотвращает прорыв газов в момент запуска ракетного двигателя в зазор между полым цилиндром и соплом, что повышает надежность срабатывания заглушки.Placing an annular seal on the inner surface of the hollow cylinder from the side of the blind bottom allows for tight connections between the nozzle and the plug and prevents gas breakthrough when the rocket engine is launched into the gap between the hollow cylinder and the nozzle, which increases the reliability of operation of the plug.
На фиг. 1, 2 изображена конструкция предлагаемой заглушки.In FIG. 1, 2 shows the design of the proposed plugs.
На наружной цилиндрической поверхности сверхзвуковой части сопла 1 диаметрально противоположно друг другу расположены отверстия, в которые на герметике вставлены срезаемые штифты 2. Резиновое уплотнение 3, контактирующее с цилиндрической поверхностью сопла 1, вставлено в кольцевой паз, выполненный на внутренней поверхности полого цилиндра 4 со стороны глухого дна. В полом цилиндре 4 выполнена внутренняя кольцевая проточка с радиальными прорезями 5 для прохода штифтов 2, а также резьбовые отверстия под упорный 6 и стопорный 7 винты.On the outer cylindrical surface of the supersonic part of the
Сборка заглушки с соплом происходит следующим образом.The assembly of the plug with the nozzle is as follows.
Корпус цилиндра 4 с предварительно установленными резиновым уплотнением 3 и упорным винтом 6 надевают на наружную цилиндрическую поверхность сопла 1 таким образом, чтобы установленные на сопле 1 срезаемые штифты 2 вошли в радиальные прорези 5 на полом цилиндре 4. После совмещения штифтов 2 с прорезями 5 заглушку сдвигают до упора штифтов 2 в стенку кольцевой проточки в цилиндре 4 и поворачивают в сторону упорного винта 6 до соприкосновения с ним. Устанавливают стопорный винт 7, фиксирующий заглушку от проворота, на цилиндрической части сопла 1. После поворота и фиксации заглушки на сопле 1 срезаемые штифты 2 закрывают корпусом цилиндра 4 и тем самым защищают от выпадения из своих посадочных мест в процессе эксплуатации.The
Работает заглушка следующим образом.The stub works as follows.
После запуска ракетного двигателя продукты сгорания топлива воздействуют на дно полого цилиндра 4 и при достижении расчетного усилия происходит срезание штифтов 2 корпусом цилиндра 4 и срабатывание заглушки, то есть ее отделение от выходной части сопла.After starting the rocket engine, the combustion products of the fuel act on the bottom of the
Таким образом, предлагаемая заглушка обеспечивает высокий расчетный уровень давления срабатывания с малыми разбросами.Thus, the proposed plug provides a high calculated level of response pressure with small variations.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015108561/06A RU2580231C1 (en) | 2015-03-11 | 2015-03-11 | Rocket engine nozzle plug |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015108561/06A RU2580231C1 (en) | 2015-03-11 | 2015-03-11 | Rocket engine nozzle plug |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2580231C1 true RU2580231C1 (en) | 2016-04-10 |
Family
ID=55793965
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015108561/06A RU2580231C1 (en) | 2015-03-11 | 2015-03-11 | Rocket engine nozzle plug |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2580231C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2737821C1 (en) * | 2020-06-09 | 2020-12-04 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Dropping together with part of pyro drive a nozzle plug of engine, located inside fuselage of unmanned aerial vehicle |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1113612B (en) * | 1957-07-11 | 1961-09-07 | Soc Tech De Rech Ind | Closing body for the nozzle of recoil engines |
FR2271406A1 (en) * | 1974-05-15 | 1975-12-12 | Microturbo | Adjustable adaptor mask for rocket projectile - has calibrated opening and disintegrates above predetermined temp level |
RU2195628C1 (en) * | 2001-04-16 | 2002-12-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Device for sealing of jet engine nozzle |
RU2389896C2 (en) * | 2008-07-01 | 2010-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московский институт теплотехники" | Rocket engine nozzle |
RU2392480C1 (en) * | 2009-02-17 | 2010-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московский институт теплотехники" | Nozzle cluster |
-
2015
- 2015-03-11 RU RU2015108561/06A patent/RU2580231C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1113612B (en) * | 1957-07-11 | 1961-09-07 | Soc Tech De Rech Ind | Closing body for the nozzle of recoil engines |
FR2271406A1 (en) * | 1974-05-15 | 1975-12-12 | Microturbo | Adjustable adaptor mask for rocket projectile - has calibrated opening and disintegrates above predetermined temp level |
RU2195628C1 (en) * | 2001-04-16 | 2002-12-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное объединение "Искра" | Device for sealing of jet engine nozzle |
RU2389896C2 (en) * | 2008-07-01 | 2010-05-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московский институт теплотехники" | Rocket engine nozzle |
RU2392480C1 (en) * | 2009-02-17 | 2010-06-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московский институт теплотехники" | Nozzle cluster |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2737821C1 (en) * | 2020-06-09 | 2020-12-04 | Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" | Dropping together with part of pyro drive a nozzle plug of engine, located inside fuselage of unmanned aerial vehicle |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN104975985A (en) | Solid rocket engine igniting test device | |
US20130101369A1 (en) | Tripped unlocking device, connecting two detachable subassemblies | |
RU2580231C1 (en) | Rocket engine nozzle plug | |
JP2017527771A (en) | Explosive actuator | |
US3494370A (en) | Explosive valve | |
RU2389896C2 (en) | Rocket engine nozzle | |
RU2159353C1 (en) | Starting fuel capsule for ignition of fuel components of liquid-propellant rocket engine | |
RU2660968C1 (en) | Rocket | |
RU2429370C1 (en) | Burner plate of liquid-propellant rocket engine combustion chambers (lpe) | |
BR112015009282B1 (en) | fuel injector | |
JP6473821B2 (en) | Driving device having a movable combustion chamber | |
KR101316073B1 (en) | Separation device for nozzle of missile and the method of assembling thereof | |
RU2446307C1 (en) | Adjustable solid-propellant rocket engine | |
RU2691002C1 (en) | Solid rocket engine cutout assembly | |
RU2529049C1 (en) | Hydraulic shock resistant shutoff valve | |
RU2617386C1 (en) | Flangeless connection of cylindrical parts | |
RU2660577C1 (en) | Cut-off valve | |
RU2397357C1 (en) | Aircraft nozzle | |
RU2478817C1 (en) | Nozzle of airborne vehicle | |
RU2430257C1 (en) | Rocket engine nozzle packing | |
RU2284000C1 (en) | Mechanism of missile retaining in launching container | |
RU2438033C1 (en) | Solid-propellant rocket engine | |
RU2272925C1 (en) | Rocket engine plug | |
RU2794615C1 (en) | Cluster bomb warhead with projectiles | |
RU2621588C1 (en) | Compound ramjet |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180312 |