RU2736089C1 - Двухрежимный сопловой блок - Google Patents
Двухрежимный сопловой блок Download PDFInfo
- Publication number
- RU2736089C1 RU2736089C1 RU2020120218A RU2020120218A RU2736089C1 RU 2736089 C1 RU2736089 C1 RU 2736089C1 RU 2020120218 A RU2020120218 A RU 2020120218A RU 2020120218 A RU2020120218 A RU 2020120218A RU 2736089 C1 RU2736089 C1 RU 2736089C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- mode
- petals
- propellant rocket
- reduced
- Prior art date
Links
Images
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
- F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
-
- 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
- F02K9/978—Closures for nozzles; Nozzles comprising ejectable or discardable elements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопла переменной степени расширения в многорежимном ракетном двигателе на твердом топливе (РДТТ). Двухрежимный сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива содержит раструб и вкладыш стационарный, при этом в докритической части сопла установлен лепестковый подвижной вкладыш, лепестки которого удерживаются фиксатором и кольцом монтажным, после расчетного выгорания которых, лепестки подвижного вкладыша под действием давления газов смещаются в продольном направлении до смыкания и уменьшают диаметр критического сечения Дк. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, снижение массы РДТТ и повышение массы его заряда при сохранении требуемых габаритных размеров, повышение тяги за счет отказа от центрального тела и снижения аэродинамического сопротивления газовому потоку. 3 ил.
Description
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопла переменной степени расширения в многорежимном ракетном двигателе на твердом топливе (РДТТ).
Отличительной чертой многорежимных РДТТ является возможность последовательной работы на 2-х и более режимах: стартово-разгонном, маршевом, доразгонном и т.д.
Каждый режим работы РДТТ характеризуется своими, присущими только ему, внутребаллистическими характеристиками (ВБХ): давлением газов в камере сгорания, скоростью и площадью горения топлива, временем работы и т.д. Самой важной ВБХ РДТТ является давление газов в камере сгорания, которое зависит, в том числе, и от диаметра критического сечения сопла (Дк). В различных режимах, давление может отличаться в 10-15 раз, при этом, в последующем режиме требуется уменьшение Дк2, по сравнению с Дк1 первого, стартово-разгонного, режима. Соответственно, для достижения оптимальных ВБХ возникает техническая задача уменьшения Дк при переходе с первого режима на последующий.
Для достижения такой возможности предлагается использовать кольцевые сопла, в виде обечайки и расположенного внутри нее центрального тела, при продольном перемещении которого, изменяется площадь критического сечения сопла.
Известен ракетный двигатель твердого топлива (патент РФ №2018704, F02K 9/08 (1990.01) от 15.11.1990 г.) содержащий камеру сгорания и кольцевое сопло в виде обечайки и расположенного на стержне центрального тела, отличающийся тем, что, с целью повышения удельного импульса, в нем профиль обечайки и центрального тела выполнен из низкотеплопроводного материала, образованного слоями ткани с взаимно перпендикулярными нитями, имеющими структуру разной плотности, уменьшающейся по длине сопла, а на стержне центрального тела установлены фиксирующие слои ткани диски. Данное техническое решение выбрано прототипом.
Анализ конструкции прототипа выявил следующие недостатки, мешающие его практическому применению: усложнение конструкции, увеличение массы РДТТ с одновременным уменьшением массы заряда из-за включения в камеру сгорания привода перемещения центрального тела, снижение тяги РДТТ из-за создания аэродинамического мешка за центральным телом, и соответственно нарушения ламинарности течения и снижения скорости газового потока.
Целью изобретения является устранение указанных недостатков прототипа: упрощение конструкции, снижение массы РДТТ и повышение массы его заряда при сохранении требуемых габаритных размеров, повышение тяги за счет отказа от центрального тела и снижения аэродинамического сопротивления газовому потоку.
Поставленная цель достигается за счет того, что двухрежимный сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива содержит раструб и вкладыш стационарный, в соответствии с изобретением в докритическую часть сопла РДТТ устанавливается лепестковый подвижной вкладыш, лепестки которого удерживаются фиксатором и кольцом монтажным, после расчетного выгорания фиксатора и кольца монтажного лепестки подвижного вкладыша под действием давления газов смещаются в продольном направлении до смыкания и уменьшают диаметр критического сечения Дк.
Изобретение поясняется фигурами, где на фиг. 1 - вид соплового блока на первом режиме работы, на фиг. 2 - вид соплового блока на последующем режиме работы после смыкания лепестков подвижного вкладыша, на фиг. 3 - взаимное расположение лепесткового подвижного вкладыша и фиксатора.
Сопловой блок 1 ракетного двигателя твердого топлива (фиг. 1) содержит вкладыш стационарный 2, выполненный из тугоплавкого сплава, лепестковый подвижной вкладыш 3, фиксатор 4 и кольцо монтажное 5.
Подвижной вкладыш 3 состоит из не менее 3-х лепестков, выполненных из тугоплавкого сплава, при этом их точное количество определяется суммарным значением зазоров между ними по окружности, обеспечивающим полное смыкание при продольном перемещении.
Фиксатор 4 из высокоуглеродистой стали и имеет форму конусного кольца с выступами, по количеству лепестков подвижного вкладыша 3. Взаимное расположение лепестков подвижного вкладыша 3 и фиксатора 4 таково (фиг. 3), что выступы разделяют лепестки вкладыша подвижного 3 на ширину требуемого зазора и исключают их смыкания в процессе сборки и наземной эксплуатации РДТТ.
Кольцо монтажное 5 из высокоуглеродистой стали имеет форму конусного кольца, предназначено для предотвращения смещения лепестков подвижного вкладыша 3 в процессе сборки и наземной эксплуатации двигателя.
При сборке РДТТ в вертикально расположенный сопловой блок устанавливается фиксатор 4, затем укладываются лепестки подвижного вкладыша 3 и затем они прижимаются к вкладышу стационарному 2 кольцом монтажным 5.
РДТТ с двухрежимный сопловым блоком работает следующим образом.
На первом, стартово-разгонном режиме, истечение рабочего тела происходит через диаметр критического сечения Дк1 В процессе работы двигателя на этом режиме происходит расчетное выгорание кольца монтажного 5 и фиксатора 4, размеры и материалы которых рассчитываются таким образом, чтобы их выгорание завершалось к концу работы этого режима. После чего, освободившиеся лепестки подвижного вкладыша 3 выбирая зазоры, заданные выступами фиксатора 4, под действием давления потока газов смещаются в продольном направлении в сторону критического сечения сопла до смыкания (фиг. 2), формируя диаметр критического сечения Дк2. В дальнейшем, включение и работа последующих режимов РДТТ осуществляется при постоянном Дк2.
Таким образом, использование совокупности предлагаемых технических решений позволяет упростить и снизить массу конструкции РДТТ с одновременным повышением массы его заряда, повысить тягу за счет отказа от центрального тела и снижения аэродинамического сопротивления газовому потоку.
Claims (1)
- Двухрежимный сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива содержит раструб и вкладыш стационарный, отличающийся тем, что в докритической части сопла установлен лепестковый подвижной вкладыш, лепестки которого удерживаются фиксатором и кольцом монтажным, после расчетного выгорания которых, лепестки подвижного вкладыша под действием давления газов смещаются в продольном направлении до смыкания и уменьшают диаметр критического сечения Дк.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020120218A RU2736089C1 (ru) | 2020-06-18 | 2020-06-18 | Двухрежимный сопловой блок |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020120218A RU2736089C1 (ru) | 2020-06-18 | 2020-06-18 | Двухрежимный сопловой блок |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2736089C1 true RU2736089C1 (ru) | 2020-11-11 |
Family
ID=73460696
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2020120218A RU2736089C1 (ru) | 2020-06-18 | 2020-06-18 | Двухрежимный сопловой блок |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2736089C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4355663A (en) * | 1980-03-11 | 1982-10-26 | Hercules Incorporated | Nozzle/valve device for a ducted rocket motor |
DE3407901A1 (de) * | 1984-03-03 | 1985-09-05 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Kombinierte schubduese fuer rueckstosstriebwerke, insbesondere raketen-staubstrahltriebwerke |
RU2018704C1 (ru) * | 1990-11-15 | 1994-08-30 | Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" | Ракетный двигатель твердого топлива |
RU2183762C1 (ru) * | 2000-12-07 | 2002-06-20 | Государственное унитарное предприятие Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" им. акад. П.Д. Грушина | Двухрежимный сопловой блок для ракетного двигателя |
RU2468238C1 (ru) * | 2011-08-02 | 2012-11-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Двигатель с двухпозиционным управлением соплом |
-
2020
- 2020-06-18 RU RU2020120218A patent/RU2736089C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4355663A (en) * | 1980-03-11 | 1982-10-26 | Hercules Incorporated | Nozzle/valve device for a ducted rocket motor |
DE3407901A1 (de) * | 1984-03-03 | 1985-09-05 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8012 Ottobrunn | Kombinierte schubduese fuer rueckstosstriebwerke, insbesondere raketen-staubstrahltriebwerke |
RU2018704C1 (ru) * | 1990-11-15 | 1994-08-30 | Люберецкое научно-производственное объединение "Союз" | Ракетный двигатель твердого топлива |
RU2183762C1 (ru) * | 2000-12-07 | 2002-06-20 | Государственное унитарное предприятие Машиностроительное конструкторское бюро "Факел" им. акад. П.Д. Грушина | Двухрежимный сопловой блок для ракетного двигателя |
RU2468238C1 (ru) * | 2011-08-02 | 2012-11-27 | Николай Евгеньевич Староверов | Двигатель с двухпозиционным управлением соплом |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP5325962B2 (ja) | 分割シュラウド型排気ノズル | |
US4023355A (en) | Combination diffuser, thermal barrier, and interchamber valve for rockets | |
RU2265132C2 (ru) | Реактивная двигательная установка | |
US3234731A (en) | Variable thrust device and injector | |
US9726080B2 (en) | Helical cross flow (HCF) pulse detonation engine | |
US11898757B2 (en) | Rotating detonation propulsion system | |
US3192714A (en) | Variable thrust rocket engine incorporating thrust vector control | |
US3914935A (en) | Dual area nozzle | |
JP2000502773A (ja) | 推進装置用伸展自在の拡大尾管 | |
RU2736089C1 (ru) | Двухрежимный сопловой блок | |
EP3850206B1 (en) | Resin transfer molded rocket motor nozzle with adaptive geometry | |
US4397149A (en) | Variable thrust solid propellant rocket motor | |
US4484439A (en) | Thrust reversal system | |
US20200191398A1 (en) | Rotating detonation actuator | |
US3313113A (en) | Control for opening nozzles of rocket engines | |
US3303643A (en) | Method and structure for supplying and confining fluid in a reaction chamber | |
US5125229A (en) | Nozzleless propulsion unit of low aspect ratio | |
US5671599A (en) | Solid-propellant rocket engine with inner and outer burner surfaces | |
RU2273752C2 (ru) | Сопло с высотной компенсацией | |
US4821962A (en) | Propeller nozzles thereby reducing lateral forces | |
RU2183762C1 (ru) | Двухрежимный сопловой блок для ракетного двигателя | |
US3349565A (en) | Variable thrust solid propellant rocket motor | |
US4203284A (en) | Combustion chamber for a ramjet and booster rocket | |
RU2790916C1 (ru) | Двухрежимный ракетный двигатель твердого топлива | |
RU2317433C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива |