раздвижное сопло ракетного двигателя

Формула изобретения

Раздвижное сопло ракетного двигателя, содержащее стационарную часть, сдвигаемый насадок со стыковочным шпангоутом, привод выдвижения насадка и механизм его центрирования, элементы фиксации и герметизации насадка, отличающееся тем, что стыковочный шпангоут выполнен составным из двух подпружиненных кольцевых частей, соединенных замковым механизмом, например цанговым.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке раздвижных сопел ракетных двигателей.

Известно реактивное сопло, переставляемое в осевом направлении: во время запуска с земли и полета на относительно низких высотах реактивное сопло находится в сложенном положении, при высотном полете реактивное сопло раздвигается в рабочее положение (Заявка Германии, OS3427169, F 02 K 9/97, 1986). Такая схема приемлема при полете с земли в верхние слои атмосферы. Также известно раздвижное сопло, имеющее выдвижной конический насадок, который перед началом работы двигателя устанавливается в рабочее положение (Заявка WO 98/28533, F 02 K 9/97, 1998, взята за прототип). Такое сопло находится в полноразмерном виде на протяжении всей работы двигателя и полета ракеты. Недостатком указанных раздвижных сопел является неэффективное использование соплового насадка при полете ракеты с верхних слоев атмосферы к земле, т.к. в плотных слоях атмосферы сопло работает с перерасширением, что приводит к снижению тяги двигателя.

Технической задачей предлагаемого изобретения является устранение указанного недостатка, т.е. обеспечение полета изделия в верхние слои атмосферы с возможным последующим снижением к земле, без потери тяги двигателя.

Технический результат достигается тем, что в известном раздвижном сопле, содержащем стационарную часть, сдвигаемый насадок со стыковочным шпангоутом, привод выдвижения насадка и механизм его центрирования, элементы фиксации и герметизации насадка, стыковочный шпангоут выполнен составным из двух подпружиненных кольцевых частей, соединенных между собой замковым механизмом, например цанговым.

На фиг.1 изображен внешний вид раздвижного сопла. Сдвигаемый насадок находится в рабочем выдвинутом положении. На фиг.2 показана выноска дополнительного вида по стрелке А.

Раздвижное сопло (см. фиг.1) имеет стационарную часть раструба (1) и выдвижной конический насадок (2) с установленным на нем стыковочным шпангоутом. Для центрирования насадка используются двухзвенные рычажные механизмы (пантографы) (4). Для фиксации насадка в разложенном положении применены фиксирующие цанги (5), герметизация стыка и амортизация удара при раздвижке осуществляется демпфером (6). Стыковочный шпангоут выполнен в виде двух кольцевых частей, соединенных между собой цанговыми зацепами (7). На одной части шпангоута (3) выполнены поверхности для установки цанговых зацепов (7), а на другой - ответной части (8) имеется кольцевой уступ, с помощью которого осуществляется их взаимная фиксация. Герметизация между обеими частями шпангоута выполнена при помощи уплотнительного кольца (9). Для радиального стягивания цанговых зацепов (7) используется бандажная лента (10), соединенная пироболтом. Кольцевые части стыковочного шпангоута (8) подпружинены пластинчатыми пружинами (11) (см. фиг.2), установленными в пазах остающейся и отделяемой частях шпангоута.

Работает раздвижное сопло следующим образом. При пуске ракеты с самолета, перед запуском двигателя, сдвигаемый насадок (2) устанавливается в рабочее выдвинутое положение. Производится запуск двигателя и полет изделия в верхних слоях атмосферы. При необходимости снижения и продолжения полета в нижних слоях атмосферы, у земли, проходит команда от системы управления на пироболт, стягивающий бандажную ленту (10). Разрыв пироболта приводит к расслаблению бандажной ленты (10) и освобождению цанговых зацепов (7). Расфиксированная ответная часть шпангоута (8) вместе с насадком (2) начинает осуществлять осевое перемещение под действием пластинчатых пружин (11) и отделяется от сопла.

Таким образом, предлагаемая конструкция раздвижного сопла ракетного двигателя обеспечивает эффективное использование соплового насадка при полете ракеты в верхних слоях атмосферы и у земли (в плотных слоях атмосферы) с минимальными потерями тяги двигателя.