RU2721395C1 - Screen-vacuum heat insulation of low-thrust rocket engine - Google Patents

Screen-vacuum heat insulation of low-thrust rocket engine Download PDF

Info

Publication number
RU2721395C1
RU2721395C1 RU2019125931A RU2019125931A RU2721395C1 RU 2721395 C1 RU2721395 C1 RU 2721395C1 RU 2019125931 A RU2019125931 A RU 2019125931A RU 2019125931 A RU2019125931 A RU 2019125931A RU 2721395 C1 RU2721395 C1 RU 2721395C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
screen
strips
holes
layer set
rocket engine
Prior art date
Application number
RU2019125931A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Николай Михайлович Вертаков
Георгий Иванович Казаков
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Опытное конструкторское бюро "Факел" ФГУП "ОКБ "Факел"
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 Федеральное государственное унитарное предприятие "Опытное конструкторское бюро "Факел" ФГУП "ОКБ "Факел" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Опытное конструкторское бюро "Факел" ФГУП "ОКБ "Факел"
Priority to RU2019125931A priority Critical patent/RU2721395C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2721395C1 publication Critical patent/RU2721395C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
    • B64G1/58—Thermal protection, e.g. heat shields
    • 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
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
    • F02K9/346—Liners, e.g. inhibitors
    • 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
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16L—PIPES; JOINTS OR FITTINGS FOR PIPES; SUPPORTS FOR PIPES, CABLES OR PROTECTIVE TUBING; MEANS FOR THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16L59/00—Thermal insulation in general
    • F16L59/08—Means for preventing radiation, e.g. with metal foil

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Critical Care (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Emergency Medicine (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Insulation (AREA)

Abstract

FIELD: heat exchange.
SUBSTANCE: invention relates to heat engineering and can be used in vacuum for low-thrust rocket engines heat insulation, and can also be used in low temperature equipment. Shield-vacuum heat insulation is made in the form of a two-layer set of strips spirally wound on a cylindrical inner shape-resistant screen arranged above the insulated surface of the rocket engine, and a cylindrical external form-stable screen. Two-layer set of strips includes main heat-insulating screen and gasket. In cylindrical inner form-stable screen and two-layer set of strips at their centre and perpendicular to axis of symmetry of heat insulation there formed are two through holes, in which brackets are inserted and fixed by twisting. Diameter of the through holes and the diameter of the bracket are selected from the condition of providing the minimum possible gap between them, which makes it possible to fix layers of strips on the brackets with virtually constant gap between layers, wherein the brackets embrace the cylindrical inner shape-stable shield edge and all layers of the two-layer set of strips on the side of the inlet part of the rocket engine.
EFFECT: invention provides high heat-insulating capacity of screen-vacuum heat insulation due to providing identical gaps between layers of heat-insulating screen during operation of low-thrust rocket engine.
3 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к теплотехнике и может быть использовано в вакууме для теплоизоляции ракетных двигателей малой тяги, а также может быть использовано в технике низких температур.The invention relates to heat engineering and can be used in vacuum for thermal insulation of small thrust rocket engines, and can also be used in low temperature technology.

С уменьшением типоразмеров ракетных двигателей малой тяги снижается эффективность тепловыделения от разложения (сгорания) топлива в их камерах по отношению к их габаритно-массовым характеристикам, что ведет, в итоге, к соответствующему снижению эффективности двигателей в целом. Поэтому для таких двигателей актуальным становится максимально возможное сохранение тепловыделения от разложения (сгорания) топлива, особенно для двигателей с предельно малыми тягами. Эта задача может быть решена за счет применения высокоэффективной теплоизоляции.With a decrease in the standard sizes of small thrust rocket engines, the efficiency of heat release from the decomposition (combustion) of fuel in their chambers decreases with respect to their overall mass characteristics, which leads, as a result, to a corresponding decrease in the efficiency of the engines as a whole. Therefore, for such engines, the maximum possible conservation of heat from decomposition (combustion) of fuel becomes relevant, especially for engines with extremely low traction. This problem can be solved through the use of highly effective thermal insulation.

Известен способ изготовления многоэкранной теплоизоляции, описывающий конструкцию, состоящую из уложенных по спирали 12 чередующихся слоев экранов: 6 дистанционирующих экранов с полусферическими выступами и 6 гладких экранов. Дистанционирующие экраны выполнены из шликера NbC на поливинилбутеральной связке, гладкие экраны получены литьем и последующей прокатки пластифицированной массы порошка NbC на каучуковой связке (Авторское свидетельство СССР №875177, МПК F16L 59/08,1981 г.).A known method of manufacturing a multi-screen thermal insulation, describing the design, consisting of 12 alternating layers of screens laid in a spiral pattern: 6 distance screens with hemispherical protrusions and 6 smooth screens. Remote screens are made of NbC slip on a polyvinyl butyral bond, smooth screens are obtained by molding and then rolling a plasticized mass of NbC powder on a rubber bond (USSR Author's Certificate No. 875177, IPC F16L 59 / 08.1981).

Однако, известная конструкция может быть применена, в основном, для теплоизоляции в электропечах, в газовых каналах энергетических установок, она крайне сложна и трудоемка в изготовлении. Задача повышения прочности изоляции решена за счет частичного снижения ее теплоизоляционных свойств.However, the known design can be used mainly for thermal insulation in electric furnaces, in the gas channels of power plants, it is extremely complex and laborious to manufacture. The problem of increasing the insulation strength is solved by partially reducing its thermal insulation properties.

Известна высокотемпературная экранная теплоизоляция, применяемая для теплоизоляции высокотемпературных аккумуляторных батарей в условиях космического пространства. Теплоизоляция содержит цилиндрические гофрированные молибденовые экраны толщиной 50-500 мкм с высотой гофр 0,1-3 мм и расположенные между ними не менее двух слоев фольговых молибденовых экранов толщиной 10-50 мкм (Патент РФ №2262032, МПК F16L 59/08, 2004 г.).Known high-temperature screen insulation used for thermal insulation of high-temperature batteries in outer space. The thermal insulation contains cylindrical corrugated molybdenum screens with a thickness of 50-500 microns and a corrugation height of 0.1-3 mm and at least two layers of foil molybdenum screens 10-50 microns thick located between them (RF Patent No. 2262032, IPC F16L 59/08, 2004 .).

Однако, известная конструкция для обеспечения гарантированного зазора между цилиндрическими экранами предусматривает гофры, то есть, прямые контакты между металлическими экранами в относительно большом количестве, что ведет к снижению изолирующих свойств теплоизоляции. В полостях между гофрами экранов размещены не менее двух фольговых экранов, которые могут быть выполнены либо из тонкостенной высокотемпературной плоской фольги, либо с выполнением на ней локальных сферических выпуклостей (пуклевок). Здесь также будут в относительно большом количестве прямые контакты металлических материалов фольговых экранов между собой и с гофрированными экранами. Причем допускается некоторая подвижность экранов между собой при термоциклических нагрузках, а, следовательно, будут меняться площади тепловых контактов между ними. В итоге прямые контакты металлических элементов теплоизоляции в относительно большом количестве между собой, а также допускаемая подвижность их между собой ведут к снижению эффективности теплоизоляции в целом, а также к снижению стабильности ее работы при применении.However, the known design for providing a guaranteed gap between the cylindrical screens provides corrugations, that is, direct contacts between the metal screens in a relatively large amount, which leads to a decrease in the insulating properties of thermal insulation. At least two foil screens are placed in the cavities between the corrugations of the screens, which can be made either of thin-walled high-temperature flat foil, or with the implementation of local spherical bulges on it. Here, there will also be a relatively large number of direct contacts of the metal materials of the foil screens with each other and with corrugated screens. Moreover, some mobility of the screens between themselves is allowed under thermocyclic loads, and, consequently, the area of thermal contacts between them will change. As a result, direct contacts of the metal elements of thermal insulation in a relatively large amount between each other, as well as their permissible mobility among themselves, lead to a decrease in the efficiency of thermal insulation as a whole, as well as to a decrease in the stability of its operation during use.

Известен способ экранно-вакуумной теплоизоляции (ЭВТИ) объектов цилиндрической формы, описывающий конструкцию экранно-вакуумной теплоизоляции, принятую за прототип, состоящую из экранов и прокладок между ними, выполненную в виде полосы трапецеидальной формы, спирально навитую на внутренний формоустойчивый экран, который облицовывает цилиндрическую поверхность изолируемого объекта. Внешнюю облицовку ЭВТИ завершает внешний формоустойчивый экран. Ширина полосы является величиной переменной и определяется длиной цилиндрической части объекта и приращением на каждом витке не менее, чем удвоенной величины шага спиральной навивки. На боковых поверхностях полосы выполнены зубцы треугольной или трапецеидальной формы с увеличивающимися шагом и высотой. Дистанционирование слоев-экранов между собой достигается за счет совмещения зубцов полос каждого слоя после их отгибки (Патент РФ №1565189, МПК F16L 59/00, 1994 г.).A known method of screen-vacuum thermal insulation (EVTI) of cylindrical objects, describing the design of the screen-vacuum thermal insulation, adopted as a prototype, consisting of screens and gaskets between them, made in the form of a trapezoidal strip, helically wound on an internal form-resistant screen that lining a cylindrical surface insulated object. The outer lining EVTI completes the external form-resistant screen. The width of the strip is a variable and is determined by the length of the cylindrical part of the object and the increment at each turn is not less than twice the step of the spiral winding. On the lateral surfaces of the strip, teeth of a triangular or trapezoidal shape with increasing pitch and height are made. The distance between the layers of screens is achieved by combining the teeth of the strips of each layer after bending (RF Patent No. 1565189, IPC F16L 59/00, 1994).

Однако, известная конструкция не позволяет гарантированно обеспечить одинаковые зазоры между слоями во всех радиальных направлениях в процессе эксплуатации ракетного двигателя малой тяги. В процессе применения двигателя, прежде всего после воздействия механических нагрузок при выведении космического аппарата на орбиту, неравномерность зазоров между слоями ЭВТИ в различных радиальных направлениях приведет к соответствующей неравномерности ее теплового сопротивления в этих направлениях и, соответственно, к снижению теплоизолирующих свойств ЭВТИ двигателя в целом.However, the known design does not guarantee guaranteed to provide the same gaps between the layers in all radial directions during operation of the thruster. In the process of applying the engine, first of all, after exposure to mechanical loads when putting the spacecraft into orbit, the non-uniformity of the gaps between the EVTI layers in different radial directions will lead to the corresponding unevenness of its thermal resistance in these directions and, accordingly, to a decrease in the heat-insulating properties of the EVTI engine as a whole.

При создании изобретения решалась задача сохранения в вакууме высокой теплоизоляционной способности экранно-вакуумной теплоизоляции за счет обеспечения одинаковых зазоров между слоями изоляции в процессе эксплуатации ракетного двигателя.When creating the invention, the problem was solved of maintaining in vacuum a high thermal insulation ability of screen-vacuum thermal insulation by ensuring equal gaps between the insulation layers during operation of the rocket engine.

Поставленная задача решена за счет того, что в известной экранно-вакуумной теплоизоляции ракетного двигателя малой тяги, содержащей цилиндрический наружный формоустойчивый экран и расположенный внутри него двухслойный комплект полос, состоящий из основного теплоизолирующего экрана и прокладки, навитых на цилиндрический внутренний формоустойчивый экран, установленный над изолируемой поверхностью ракетного двигателя, согласно изобретению в двухслойном комплекте полос и цилиндрическом внутреннем формоустойчивом экране перпендикулярно оси симметрии теплоизоляции образовано не менее двух сквозных отверстий, в сквозные отверстия вставлены и зафиксированы скобы таким образом, что они охватывают кромку цилиндрического внутреннего формоустойчивого экрана и всех слоев двухслойного комплекта полос со стороны входной части ракетного двигателя.The problem is solved due to the fact that in the known screen-vacuum thermal insulation of a thrust rocket engine containing a cylindrical outer form-resistant screen and a two-layer set of strips located inside it, consisting of a main heat-insulating screen and gaskets wound on a cylindrical internal form-resistant screen mounted above the insulated the surface of the rocket engine, according to the invention, in the two-layer set of strips and a cylindrical inner shape-resistant screen perpendicular to the axis of symmetry of the insulation, at least two through holes are formed, staples are inserted and fixed in the through holes so that they cover the edge of the cylindrical inner form-resistant screen and all layers of the two-layer set of strips from the entrance of the rocket engine.

Также поставленная задача решена за счет того, что сквозные отверстия сформированы из совмещенных при навивке отверстий, выполненных во внутреннем формоустойчивом экране, и ряда отверстий, выполненных в двухслойном комплекте полос, причем отверстия в двухслойном комплекте полос выполнены по центру по всей его длине с переменным, постоянно увеличивающимся расстоянием между ними, при этом расстояние между первыми двумя отверстиями равно расстоянию полуокружности между двумя отверстиями во внутреннем формоустойчивом экране.Also, the problem is solved due to the fact that the through holes are formed from the holes aligned during winding, made in the internal form-resistant screen, and a series of holes made in a two-layer set of strips, and the holes in the two-layer set of strips are made in the center along its entire length with a variable, a constantly increasing distance between them, while the distance between the first two holes is equal to the distance of the semicircle between the two holes in the inner form-resistant screen.

Установка и фиксация скоб в сквозных отверстиях, образованных в двухслойном комплекте полос и цилиндрическом внутреннем формоустойчивом экране, позволяет обеспечить высокую теплоизоляционную способность ЭВТИ за счет обеспечения одинаковых зазоров между слоями теплоизолирующего экрана в процессе эксплуатации ракетного двигателя.The installation and fixing of brackets in the through holes formed in a two-layer set of strips and a cylindrical internal shape-resistant screen, allows to provide high thermal insulation ability of EVTI due to ensuring the same gaps between the layers of the heat-insulating screen during operation of the rocket engine.

Выполнение отверстий в двухслойном комплекте полос по центру по всей его длине с переменным, постоянно увеличивающимся расстоянием между ними позволяет образовать сквозные отверстия за счет точного совмещения этих отверстий.Making holes in a two-layer set of strips in the center along its entire length with a variable, ever-increasing distance between them allows you to form through holes due to the exact combination of these holes.

Изобретение иллюстрируется чертежами, где на фиг. 1 показан общий вид ЭВТИ ракетного двигателя, на фиг. 2 - выносной элемент А; на фиг. 3 - двухслойный комплект полос до навивки.The invention is illustrated by drawings, where in FIG. 1 shows a general view of the EVTI of a rocket engine; FIG. 2 - remote element A; in FIG. 3 - a two-layer set of strips before winding.

Экранно-вакуумная теплоизоляция выполнена в виде двухслойного комплекта полос 1, спирально навитых на цилиндрический внутренний формоустойчивый экран 2, размещенный над изолируемой поверхностью ракетного двигателя 3, и цилиндрического наружного формоустойчивого экрана 4. Двухслойный комплект полос 1 включает в себя основной теплоизолирующий экран 5, выполненный, например, из высокотемпературной никелевой фольги или из ее сплавов с толщиной порядка 5…10 мкм, и прокладку 6, выполненную, например, из высокотемпературного штапельного кварцевого волокна толщиной порядка 50 мкм. Цилиндрический внутренний формоустойчивый экран 2 выполнен из высокотемпературного металла, например, из нержавеющей стали с толщиной порядка 100 мкм, цилиндрический наружный формоустойчивый экран 4 выполнен из материала с более высоким тепловым сопротивлением, чем нержавеющая сталь, например, из титановой фольги толщиной порядка 100 мкм. В цилиндрическом внутреннем формоустойчивом экране 2 и двухслойном комплекте полос 1 по их центру и перпендикулярно оси симметрии ЭВТИ образованы два сквозных отверстия 7, в которые вставлены и зафиксированы скруткой скобы 8 из материала с минимальной теплопроводностью, например, из проволоки из высокотемпературных молибден-рениевого или вольфрам-рениевого сплавов. Диаметр сквозных отверстий 7 и диаметр скобы 8 подбирают из условия обеспечения минимально возможного зазора между ними, что позволяет фиксировать слои полос на скобах с практически постоянным зазором между слоями, при этом скобы 8 охватывают кромку цилиндрического внутреннего формоустойчивого экрана 2 и все слои двухслойного комплекта полос 1 со стороны входной части ракетного двигателя 3. Два сквозных отверстия 7 образованы за счет совмещения при навивке двух отверстий, выполненных в цилиндрическом внутреннем формоустойчивом экране 2 в радиально противоположных направлениях, с отверстиями 9, выполненными по центру по всей длине двухслойного комплекта полос 1 с переменным, постоянно увеличивающимся расстоянием между ними для обеспечения одинакового зазора между слоями. При этом расстояние

Figure 00000001
между первыми двумя отверстиями в двухслойном комплекте полос 1 до навивки равно расстоянию полуокружности между двумя отверстиями в цилиндрическом внутреннем формоустойчивом экране 2. В случае применения ЭВТИ для двигателей большего типоразмера количество сквозных отверстий 7 может быть более двух.Screen-vacuum thermal insulation is made in the form of a two-layer set of strips 1, spirally wound on a cylindrical internal shape-resistant screen 2, placed above the insulated surface of the rocket engine 3, and a cylindrical external shape-resistant screen 4. The two-layer set of strips 1 includes a main heat-insulating screen 5, made for example, from high-temperature nickel foil or from its alloys with a thickness of about 5 ... 10 microns, and a gasket 6 made, for example, of high-temperature staple silica fiber with a thickness of about 50 microns. The cylindrical inner form-resistant screen 2 is made of high-temperature metal, for example, stainless steel with a thickness of the order of 100 microns, the cylindrical outer form-resistant screen 4 is made of a material with higher thermal resistance than stainless steel, for example, of titanium foil with a thickness of the order of 100 microns. Two through holes 7 are formed in the cylindrical inner form-resistant screen 2 and a two-layer set of strips 1 at their center and perpendicular to the axis of symmetry of the EVTI, into which brackets 8 are inserted and fixed by twisting of brackets 8 made of a material with minimal thermal conductivity, for example, of a wire made of high-temperature molybdenum-rhenium or tungsten rhenium alloys. The diameter of the through holes 7 and the diameter of the bracket 8 are selected from the condition of ensuring the smallest possible gap between them, which allows you to fix the strip layers on the brackets with an almost constant gap between the layers, while the brackets 8 cover the edge of the cylindrical inner form-resistant screen 2 and all layers of a two-layer set of strips 1 from the inlet of the rocket engine 3. Two through holes 7 are formed by combining when winding two holes made in a cylindrical internal shape-resistant screen 2 in radially opposite directions, with holes 9 made in the center along the entire length of the two-layer set of bands 1 with variable, constantly increasing distance between them to ensure the same gap between the layers. In this case, the distance
Figure 00000001
between the first two holes in the two-layer set of strips 1 to the winding is equal to the distance of the semicircle between the two holes in the cylindrical internal dimensionally stable screen 2. In the case of using EVTI for engines of a larger size, the number of through holes 7 may be more than two.

Изготовление ЭВТИ осуществляют следующим образом:The manufacture of EVTI is as follows:

На цилиндрический внутренний формоустойчивый экран 2 навивают двухслойный комплект полос 1, предварительно совместив первые два отверстия 9 с двумя отверстиями на внутреннем формоустойчивом экране 2, и далее послойно совмещают в процессе навивки все отверстия 9 до образования двух сквозных отверстий 7. В сквозные отверстия 7 вставляются скобы 8 таким образом, что они охватывают кромку цилиндрического внутреннего формоустойчивого экрана 2 и все слои двухслойного комплекта полос 1 со стороны входной части ракетного двигателя 3. После установки и фиксирования скоб 8 формирование ЭВТИ завершается помещением ее в цилиндрический внешний формоустойчивый экран 4. Полностью сформированная ЭВТИ устанавливается над изолируемой поверхностью ракетного двигателя малой тяги 3.A two-layer set of strips 1 is wound onto a cylindrical inner mold-resistant screen 2, after preliminary aligning the first two holes 9 with two holes on the inner mold-resistant screen 2, and then all holes 9 are combined layer by layer during the winding process until two through holes are formed 7. Brackets are inserted into through holes 7 8 in such a way that they cover the edge of the cylindrical inner form-resistant screen 2 and all the layers of the two-layer set of strips 1 from the input side of the rocket engine 3. After installing and fixing the brackets 8, the formation of the EVTI is completed by placing it in the cylindrical external form-resistant screen 4. A fully formed EVTI is installed 3 above the insulated surface of a thruster.

Заявляемая конструкция экранно-вакуумной теплоизоляции успешно прошла циклы наземных экспериментальных отработок с температурным воздействием порядка 1000°С и показала высокие и стабильные теплоизоляционные характеристики.The inventive design of screen-vacuum thermal insulation has successfully passed the cycles of ground experimental testing with a temperature effect of about 1000 ° C and has shown high and stable thermal insulation characteristics.

Claims (3)

1. Экранно-вакуумная теплоизоляция ракетного двигателя малой тяги, содержащая цилиндрический наружный формоустойчивый экран и расположенный внутри него двухслойный комплект полос, состоящий из основного теплоизолирующего экрана и прокладки, навитых на цилиндрический внутренний формоустойчивый экран, установленный над изолируемой поверхностью ракетного двигателя, отличающаяся тем, что в двухслойном комплекте полос и цилиндрическом внутреннем формоустойчивом экране перпендикулярно оси симметрии теплоизоляции образовано не менее двух сквозных отверстий, в сквозные отверстия вставлены и зафиксированы скобы таким образом, что они охватывают кромку цилиндрического внутреннего формоустойчивого экрана и всех слоев двухслойного комплекта полос со стороны входной части ракетного двигателя.1. Screen-vacuum thermal insulation of a thrust rocket engine, containing a cylindrical outer form-resistant screen and a two-layer set of strips located inside it, consisting of a main heat-insulating screen and gaskets wound on a cylindrical internal form-resistant screen mounted above the insulated surface of the rocket engine, characterized in that at least two through holes are formed in the two-layer set of strips and the cylindrical inner shape-resistant screen perpendicular to the axis of symmetry of the thermal insulation; the brackets are inserted and fixed in the through holes so that they cover the edge of the cylindrical internal form-resistant screen and all layers of the two-layer set of strips from the input part of the rocket engine . 2. Экранно-вакуумная теплоизоляция ракетного двигателя малой тяги по п. 1, отличающаяся тем, что сквозные отверстия сформированы из совмещенных при навивке отверстий, выполненных во внутреннем формоустойчивом экране, и ряда отверстий, выполненных в двухслойном комплекте полос.2. Screen-vacuum thermal insulation of a small thrust rocket engine according to claim 1, characterized in that the through holes are formed of holes made in the internal shape-resistant screen and a number of holes made in a two-layer set of strips. 3. Экранно-вакуумная теплоизоляция ракетного двигателя малой тяги по п. 2, отличающаяся тем, что отверстия в двухслойном комплекте полос выполнены по центру по всей ее длине с переменным, постоянно увеличивающимся расстоянием между ними, при этом расстояние между первыми двумя отверстиями равно расстоянию полуокружности между двумя отверстиями во внутреннем формоустойчивом экране.3. Screen-vacuum thermal insulation of a thrust rocket engine according to claim 2, characterized in that the holes in the two-layer set of strips are made in the center along its entire length with a variable, constantly increasing distance between them, while the distance between the first two holes is equal to the distance of the semicircle between two holes in the internal form-resistant screen.
RU2019125931A 2019-08-15 2019-08-15 Screen-vacuum heat insulation of low-thrust rocket engine RU2721395C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019125931A RU2721395C1 (en) 2019-08-15 2019-08-15 Screen-vacuum heat insulation of low-thrust rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019125931A RU2721395C1 (en) 2019-08-15 2019-08-15 Screen-vacuum heat insulation of low-thrust rocket engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2721395C1 true RU2721395C1 (en) 2020-05-19

Family

ID=70735369

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019125931A RU2721395C1 (en) 2019-08-15 2019-08-15 Screen-vacuum heat insulation of low-thrust rocket engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2721395C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4344591A (en) * 1979-09-05 1982-08-17 The United States Of America Asrepresented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Multiwall thermal protection system
SU1106955A1 (en) * 1982-07-23 1984-08-07 Предприятие П/Я Г-4805 Screen-vacuum heat insulation
US4877689A (en) * 1988-09-30 1989-10-31 United States Of America As Represented By The Administrator, National Aeronautics And Space Administration High temperature insulation barrier composite
RU1565189C (en) * 1987-01-07 1994-11-15 Опытное конструкторское бюро "Факел" Method of shield-vacuum heat insulation of cylindrical objects
RU2384492C2 (en) * 2008-06-04 2010-03-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Screen vacuum heat insulation of cryogenic tank of rocket space upper stage and method of fabrication thereof

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4344591A (en) * 1979-09-05 1982-08-17 The United States Of America Asrepresented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Multiwall thermal protection system
SU1106955A1 (en) * 1982-07-23 1984-08-07 Предприятие П/Я Г-4805 Screen-vacuum heat insulation
RU1565189C (en) * 1987-01-07 1994-11-15 Опытное конструкторское бюро "Факел" Method of shield-vacuum heat insulation of cylindrical objects
US4877689A (en) * 1988-09-30 1989-10-31 United States Of America As Represented By The Administrator, National Aeronautics And Space Administration High temperature insulation barrier composite
RU2384492C2 (en) * 2008-06-04 2010-03-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Screen vacuum heat insulation of cryogenic tank of rocket space upper stage and method of fabrication thereof

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3490496A (en) Coaxial tubing having improved spacer means
US3173990A (en) Foam-dielectric coaxial cable with temperature-independent relative conductor length
GB2062161A (en) Thermally-insulated conduits
GB2085237A (en) Electrically shielded conduit
US3172428A (en) Flexible hose
US2867112A (en) Wire mesh supported refractory
RU2721395C1 (en) Screen-vacuum heat insulation of low-thrust rocket engine
US4278877A (en) Electrical heating unit with flattened embedded heating coil
JPS6185713A (en) Sheathed electric cable
KR20140048069A (en) Method for producing a coiled hose, particularly a strip-wound hose, as well as a coiled hose and flexible conducting element comprising a coiled hose
US2781785A (en) Radio shielding for ignition cable and method of making same
DE19800167A1 (en) High-temperature-proof conductor esp for installing in motor vehicles
JP6173443B2 (en) Method for manufacturing thermoelectric components and thermoelectric components
RU2330172C2 (en) Joint between combustion chamber rear wall and rocket engine nozzle
US3286343A (en) Method of preparation of a composite guide tube for nuclear reactor, and devices for the practical application of same
US4280016A (en) Fire resistant electric cable
US2709197A (en) Electric cables
CN112082667A (en) Film platinum resistor temperature sensor and manufacturing method thereof
US20070045279A1 (en) Heating element used in diffusion furnaces
DE102011010332A1 (en) Decoupling element, in particular for exhaust systems
JPS6015837B2 (en) Pipe insulation and its manufacturing method
CN220526614U (en) Self-limiting temperature electric tracing cable
JPH0637540Y2 (en) Flat type power supply cable for oil wells
KR102505467B1 (en) Electric heated heating disc
RU210096U1 (en) HEATING CABLE WITH CURRENT OUTER SHEATH

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20210506