RU2595295C1 - Раструб сопла ракетного двигателя с тепловой изоляцией - Google Patents
Раструб сопла ракетного двигателя с тепловой изоляцией Download PDFInfo
- Publication number
- RU2595295C1 RU2595295C1 RU2015121474/06A RU2015121474A RU2595295C1 RU 2595295 C1 RU2595295 C1 RU 2595295C1 RU 2015121474/06 A RU2015121474/06 A RU 2015121474/06A RU 2015121474 A RU2015121474 A RU 2015121474A RU 2595295 C1 RU2595295 C1 RU 2595295C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- rocket engine
- bell
- trumpet
- reinforcing
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Ceramic Products (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике. Раструб сопла ракетного двигателя с тепловой изоляцией выполнен из композиционного материала, который представляет собой армированную углеродными волокнами керамическую матрицу. Тепловая изоляция выполнена в виде кожуха из пакета пластин углеродного войлока, зашитого в армирующую оболочку из стеклоткани и прошитого армирующими нитями. Кожух закреплен на внешней поверхности сопла. Изобретение позволяет обеспечить защиту агрегатного отсека двигателя и приборов, расположенных вблизи сопла от перегрева при минимальном увеличении веса и изменении конструкции раструба. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Предлагаемое изобретение относится к области ракетной техники, а именно к конструкции раструба сверхзвуковой части сопла ракетного двигателя, преимущественно жидкостного.
Известны конструкции камер жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) с насадками радиационного охлаждения из углерод-керамических композиционных материалов (патенты РФ №2266424, РФ №2196917, РФ №2251015).
Недостаток этих конструкций в том, что тонкостенный сопловой насадок в процессе работы нагревается до высоких температур и излучение его внешней поверхности может негативно воздействовать на агрегатный отсек двигателя.
Патентом РФ №2421627 защищена конструкция раструба сопла ракетного двигателя из углепластика с теплозащитным материалом. Недостаток этой конструкции заключается в том, что раструб сопла, изготовленный из углепластика, имеет меньший ресурс работы в составе жидкостного ракетного двигателя по сравнению с раструбом из углерод-керамического композиционного материала, который имеет защиту от окисляющих компонентов продуктов сгорания. Изготовление же данной конструкции из углерод-керамического композиционного материала потребует внесения существенных изменений в конструкцию раструба сопла, что значительно увеличит трудоемкость его изготовления.
Техническим результатом, достигаемым изобретением, является обеспечение защиты агрегатного отсека двигателя и приборов, расположенных вблизи сопла, от перегрева при минимальном увеличении веса и изменении конструкции самого раструба. Раструб сопла ракетного двигателя выполнен из композиционного материала, который представляет собой армированную углеродными волокнами керамическую матрицу. Тепловая изоляция раструба сопла выполнена в виде кожуха из пакета пластин углеродного войлока, зашитого в армирующую оболочку из стеклоткани и прошитого армирующими нитями. При этом кожух закреплен на внешней поверхности сопла. Кожух может быть прикреплен к фланцевому соединительному кольцу у стыка раструба и камеры сгорания и к бандажному кольцу с отверстиями у среза раструба посредством армирующей нити.
Кожух может быть закреплен на внешней поверхности сопла высокотемпературным клеем. Армирующая нить может быть выполнена из стекловолокна или углеродного волокна.
В качестве основного теплоизоляционного материала используется низкоплотный (≈100-130 кг/м3) углеродный войлок. Но ввиду того, что сам углеродный войлок не обладает приемлемой механической прочностью, была разработана конструкция и ее крепление на раструб.
Суть предлагаемого изобретения поясняется фигурами 1 и 2, на которых показаны сечения раструба сопла с тепловой изоляцией и различные способы крепления теплозащитного кожуха на раструбе сопла.
Защищаемое устройство представляет собой раструб сопла 1 ракетного двигателя из углерод-керамического композиционного материала, поверх которого закреплен теплозащитный кожух, который выполнен из пластин 4 углеродного войлока, зашитого в армирующую оболочку 3 из стеклоткани и прошит армирующими нитями. На фигуре 1 показан способ крепления теплозащитного кожуха с помощью высокотемпературного клея 2.
В случае, если ракетный двигатель предназначен для работы в условиях нижних слоев атмосферы или при наземных испытаниях, пакет пластин 4 углеродного войлока, зашитого в армирующую оболочку 3, может быть прикреплен армирующей нитью 7 к фланцевому соединительному кольцу 5, с помощью которого раструб сопла прикрепляется к камере ЖРД, и к бандажному кольцу 6 с отверстиями у среза раструба, которое в таком случае должно быть дополнительно предусмотрено в конструкции раструба сопла 1.
При включении сопла в работу продукты сгорания поступают в раструб сопла под воздействием давления и температуры, при этом раструб прогревается до температуры ~1500-2000°С, в том числе на внешней поверхности. В зависимости от требований конкретного двигателя требуется обеспечить на внешней поверхности раструба температуру на уровне 50-350°С. Толщина теплозащитного пакета может меняться в зависимости от требований конструкции двигателя.
Выполнение раструба из углерод-керамического композиционного материала с теплозащитным пакетом в соответствии с предложенным изобретением позволяет сделать сопло более легким (удельный вес теплоизоляционного материала ≈100-130 кг/м3, удельный вес материала сопла и армирующих материалов ≈1400-1750 кг/м3), обеспечить защиту агрегатного отсека двигателя и приборов, расположенных вблизи сопла от негативного воздействия высоких температур, а также обеспечить механическую стойкость теплоизоляционного пакета, в том числе при работе в наземных условиях.
Работоспособность такой конструкции, ее надежность и эксплуатационные характеристики подтверждены циклом стендовой отработки с положительными результатами. Проведено 6 запусков суммарной длительностью 600 секунд на стендовом кислород-керосиновом ЖРД с раструбом, снабженным тепловой изоляцией. В процессе испытаний с помощью термопар измерялась температура поверхности самого раструба и внешней поверхности теплоизоляционного пакета. Между испытаниями проводился визуальный осмотр конструкции на наличие дефектов. Все испытания проводились без переборки конструкции. По итогам испытаний предлагаемая конструкция сохранила свою целостность и работоспособность.
Claims (4)
1. Раструб сопла ракетного двигателя с тепловой изоляцией, выполненный из композиционного материала, отличающийся тем, что композиционный материал представляет собой армированную углеродными волокнами керамическую матрицу, тепловая изоляция выполнена в виде кожуха из пакета пластин углеродного войлока, зашитого в армирующую оболочку из стеклоткани и прошитого армирующими нитями, при этом кожух закреплен на внешней поверхности сопла.
2. Раструб сопла ракетного двигателя с тепловой изоляцией по п. 1, отличающийся тем, что кожух закреплен с помощью высокотемпературного клея.
3. Раструб сопла ракетного двигателя с тепловой изоляцией по п. 1, отличающийся тем, что кожух прикреплен к фланцевому соединительному кольцу у стыка раструба и камеры сгорания и к бандажному кольцу с отверстиями у среза раструба посредством армирующей нити.
4. Раструб сопла ракетного двигателя с тепловой изоляцией по п. 1 или 3, отличающийся тем, что армирующая нить выполнена из стекловолокна или углеродного волокна.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015121474/06A RU2595295C1 (ru) | 2015-06-05 | 2015-06-05 | Раструб сопла ракетного двигателя с тепловой изоляцией |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015121474/06A RU2595295C1 (ru) | 2015-06-05 | 2015-06-05 | Раструб сопла ракетного двигателя с тепловой изоляцией |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2595295C1 true RU2595295C1 (ru) | 2016-08-27 |
Family
ID=56891929
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015121474/06A RU2595295C1 (ru) | 2015-06-05 | 2015-06-05 | Раструб сопла ракетного двигателя с тепловой изоляцией |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2595295C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5236529A (en) * | 1989-05-16 | 1993-08-17 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Fringed thermal protection device and method of manufacturing it |
RU39673U1 (ru) * | 2004-05-13 | 2004-08-10 | Баранников Андрей Альбертович | Листовой теплоизолирующий материал |
EP2048344A2 (de) * | 2007-10-10 | 2009-04-15 | Bayern-Chemie Gesellschaft für flugchemische Antriebe mbH | Raketen- oder Strahltriebwerk mit Wärmeisolierte Schubdüse |
RU2421627C1 (ru) * | 2009-12-09 | 2011-06-20 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Раструб сопла |
RU118018U1 (ru) * | 2011-09-19 | 2012-07-10 | Ольга Николаевна Буланович | Теплоизоляционное изделие |
-
2015
- 2015-06-05 RU RU2015121474/06A patent/RU2595295C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5236529A (en) * | 1989-05-16 | 1993-08-17 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Fringed thermal protection device and method of manufacturing it |
RU39673U1 (ru) * | 2004-05-13 | 2004-08-10 | Баранников Андрей Альбертович | Листовой теплоизолирующий материал |
EP2048344A2 (de) * | 2007-10-10 | 2009-04-15 | Bayern-Chemie Gesellschaft für flugchemische Antriebe mbH | Raketen- oder Strahltriebwerk mit Wärmeisolierte Schubdüse |
RU2421627C1 (ru) * | 2009-12-09 | 2011-06-20 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Раструб сопла |
RU118018U1 (ru) * | 2011-09-19 | 2012-07-10 | Ольга Николаевна Буланович | Теплоизоляционное изделие |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7918081B2 (en) | Flame prevention device | |
US7665307B2 (en) | Dual wall combustor liner | |
RU2536360C1 (ru) | Антенный обтекатель | |
US20160123163A1 (en) | Vane assembly for a gas turbine engine | |
JP5618586B2 (ja) | 燃焼器ライナー | |
US20120102963A1 (en) | Gas turbine combustor with mounting for helmholtz resonators | |
BRPI0714253A2 (pt) | estrutura traseira de uma entrada de ar de uma nacela de aeronave | |
RU2694132C1 (ru) | Антенный обтекатель | |
US8222165B2 (en) | Composite fire shield | |
JP2008545919A (ja) | タービン・エンジンの前方入口カバーの先縁を脱氷するシステム | |
US3648461A (en) | Solid propellent rocket motor nozzle | |
JP6619341B2 (ja) | 複合材でできたファンケーシングの耐火 | |
CN107702600B (zh) | 一种大型运载火箭舱体复合防热结构 | |
RU2595295C1 (ru) | Раструб сопла ракетного двигателя с тепловой изоляцией | |
JP2016505495A5 (ru) | ||
BR102017012071A2 (pt) | Thermal insulation cover and thermal insulation plug assembly | |
US6915627B2 (en) | Rocket engine | |
RU2644621C1 (ru) | Антенный обтекатель | |
ES2908900T3 (es) | Capa de recubrimiento interior para motores cohete de propelente sólido | |
RU2536361C1 (ru) | Антенный обтекатель | |
RU2622181C1 (ru) | Тепловая защита негерметичного отсека двигательной установки летательного аппарата | |
RU2735359C1 (ru) | Антенный обтекатель | |
RU2421627C1 (ru) | Раструб сопла | |
RU177304U1 (ru) | Труба подвода горячего воздуха к противообледенительной системе | |
RU2738430C1 (ru) | Антенный обтекатель |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |