Ракетные двигательные установки, т.е. установки, для работы которых используется горючее и окислитель, управление этими установками: .ракетные сопла – F02K 9/97

Изобретение относится к области ракетных двигателей твердого топлива со стабилизацией тяги в условиях различных начальных температур окружающей среды и разброса параметров топлива. Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива содержит центральное тело и подвижное сопло, установленное в телескопической направляющей. Подвижное сопло жестко соединено с поршнем, расположенным в закрепленном на корпусе цилиндре и разделяющим цилиндр на переднюю и заднюю по ходу движения ракеты рабочие полости. Подвижное сопло и цилиндр соединены механическими пружинами. Рабочие полости соединены с камерой горения двигателя и сообщены с окружающей средой. Канал, соединяющий рабочие полости с камерой сгорания, выполнен в горловине сопла и имеет дроссельные отверстия. С окружающей средой рабочие полости сообщены через дроссели переменного сечения, причем каждый из дросселей переменного сечения передней и задней рабочих полостей выполнен в виде щели на стенке цилиндра и частично перекрыт поршнем. Изобретение позволяет уменьшить массогабаритные показатели соплового блока. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Герметизирующее-пусковое устройство ракетного двигателя содержит тарель, форсажную трубку, узел крепления и опору. Опора выполнена в виде усеченного конуса с конической частью, прилегающей по торцу к дозвуковой части сопла под углом 80 100 градусов, и плоской частью наружным диаметром 0,2 0,3 максимального диаметра опоры. Между опорой и узлом крепления на форсажной трубке размещена цилиндрическая втулка с максимальным наружным диаметром 0,6 0,8 наружного диаметра плоской части опоры. На конической части опоры выполнены 3 8 симметрично расположенных паза с длиной и шириной 0,03 0,15 максимального диаметра опоры. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя в период выхода на режим. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке и изготовлении сопел камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ изготовления сопла камеры сгорания ЖРД, включающий изготовление наружной и внутренней оболочек, сборку оболочек, пайку, выполнение перепускных отверстий охладителя в одном или нескольких подколлекторных кольцах, сварку одного или нескольких коллекторов с подколлекторными кольцами, согласно изобретению пайку сопла камеры сгорания осуществляют до выполнения перепускных отверстий охладителя в подколлекторных кольцах или при выполнении перепускных отверстий охладителя не на всю толщину стенки подколлекторных колец, затем после пайки в подколлекторных кольцах выполняют перепускные отверстия охладителя на всю толщину стенки подколлекторных колец и приваривают коллекторы с наконечниками к соплу, причем отверстия выполняют механическим или электроэрозионным сверлением. Изобретение обеспечивает повышение качества паяного соединения, а также исключает засорение перепускных отверстий в подколлекторном кольце и пазов охлаждающего тракта. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям с регулированием степени расширения сопла в полете. При работе двигателя в режиме первой ступени степень расширения продуктов сгорания компонентов топлива ограничивают диаметром подвижной внутренней цилиндрической оболочки с торцевой поверхностью, предпочтительно, профилированной, являющейся составной частью профиля сопла, которую размещают в неподвижной оболочке сопла, предпочтительно, в средней ее части, таким образом, что торцевая поверхность подвижной оболочки представляет собой часть профиля неподвижной оболочки. Подвижную оболочку выдвигают по направлению к срезу сопла при работе двигателя на режиме первой ступени и перемещают по направлению к смесительной головке, преимущественно, в исходное состояние, при работе двигателя в режиме второй и последующих ступеней. В жидкостном ракетном двигателе сопло выполнено состоящим из неподвижной оболочки, содержащей как минимум две профилированные последовательно расположенные части, соединенные с камерой и/или элементами конструкции двигателя и установленные с кольцевым зазором по отношению друг к другу, и подвижной оболочки, выполненной в виде полого цилиндра, имеющего возможность осевого перемещения вдоль оси камеры, и размещенной в кольцевом зазоре между частями неподвижной оболочки. Разъем между неподвижной и подвижной оболочками выполнен в сечении, диаметр которого составляет 4,0-5,0 диаметров критического сечения сопла, подвижная оболочка соединена с камерой и/или элементами конструкции двигателя. Изобретение обеспечивает снижение потерь удельного импульса тяги, связанных с недорасширением-перерасширением продуктов сгорания, улучшение массогабаритных характеристик. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы. Изобретение обеспечивает повышение эффективности теплообмена в каналах. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для охлаждения сверхзвуковой части сопла жидкостных ракетных двигателей. Задачей предлагаемого изобретения является создание работоспособного на переходных и стационарных режимах работы устройства охлаждения сверхзвуковой части сопла с низким уровнем давления охладителя (Рохл<<Рк), что должно обеспечить возможность создания высокоэкономичных ЖРД с повышенным давлением в камере, с одновременным упрощением изготовления сопел и повышением их надежности. Решение поставленной задачи достигается тем, что в контуре циркуляции теплоносителя на магистрали, соединяющей выход тракта охлаждения сверхзвуковой части сопла с входом турбины, установлен обратный клапан, а бак теплоносителя с клапаном присоединен к этой магистрали на участке между обратным клапаном и турбиной. Кроме этого, на участке магистрали между выходом тракта охлаждения сверхзвуковой части сопла и обратным клапаном подключен выхлопной патрубок с клапаном или ресивер. Изобретение позволяет повысить надежность двигателя и снизить его стоимость при одновременном обеспечении высокой экономичности. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании ракетных двигателей твердого топлива, их систем управления и стабилизации. Управляющий ракетный двигатель содержит корпус и расположенные с возможностью осевого перемещения газоходы, имеющие сопло на одном конце и упор с торцом на другом. На каждом из газоходов выполнен паз с ответным ему выступом корпуса. Газоходы скреплены между собой разрывным элементом, а расстояние между их торцами определяется из соотношения, защищаемого настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя за счет снижения вероятности заклинивания газоходов, а также снизить нагрузку на двигатель при запуске. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке заглушек сопел ракетных двигателей, время работы которых составляет десять и менее секунд. Заглушка сопла ракетного двигателя выполнена в виде сферической мембраны и закреплена на дозвуковой части сопла. Со стороны критического сечения сопла на поверхности сферической мембраны выполнены кольцевое ослабленное сечение и примыкающие к нему на периферии радиально расположенные проточки. Диаметр окружности кольцевого ослабленного сечения составляет 0,93-0,97 диаметра критического сечения сопла. Толщина мембраны в радиально расположенных проточках выполнена равной 1,5-1,8 толщины мембраны в кольцевом ослабленном сечении. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя за счет исключения нерасчетного повышения давления в процессе его запуска и работы. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопла переменной степени расширения в твердотопливном двигателе. Сопло переменной степени расширения содержит частично утопленную стационарную часть раструба, складываемую часть раструба, а также стабилизатор раскладывания панелей. Складываемая часть раструба выполнена из продольных панелей, шарнирно соединенных со стационарной частью. Панели выполнены двухзвенными, а стабилизатор раскладывания панелей выполнен в виде выходного участка раструба, шарнирно соединенного с панелями второго звена. Относительная длина стационарной части раструба сопла составляет 0,23÷0,30, относительная длина панелей первого звена 0,39÷0,46, относительная длина панелей второго звена 0,18÷0,23, а относительная длина стабилизатора 0,08÷0,13. Изобретение позволяет уменьшить габариты сопла и снизить его массу. 2 ил.

При создании сопла двигательной установки создают внешний поток газов из первичных сопел многокамерной двигательной установки с центральным телом на первой ступени ракеты-носителя и внутренний поток газов из первичных сопел жидкостных ракетных двигателей, выполненных по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом. Ось симметрии тарельчатого сопла совпадает с осью симметрии центрального тела. Нижнюю кромку единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещают с нижней кромкой центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя. Другое изобретение группы относится к составному сопловому блоку многокамерной двигательной установки, включающему первичные сопла и центральное тело в хвостовой части первой ступени ракеты-носителя и первичные сопла многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом. Единое тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени ракеты-носителя вложено во внутреннюю полость центрального тела. Ось симметрии тарельчатого сопла совпадает с осью симметрии центрального тела. Нижняя кромка единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещена с нижней кромкой центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс двигательной установки. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к твердотопливным и гибридным ракетным двигателям. Ракетный двигатель содержит корпус и реактивное сопло. На конце реактивного сопла выполнена реборда, за которую герметично крепится крышка ограниченной прочности. В полости двигателя имеется 0,0001-0,1% от веса топлива пятиокиси азота и инертный газ под давлением. Инертным газом является ксенон, криптон, аргон, азот, фреон-22. На крышке смонтированы баллон с запасом газа, имеющий заправочный штуцер, редуктор и перепускной клапан. Изобретение позволяет повысить энергетические характеристики ракетного двигателя. 10 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Способ изготовления заготовки вкладыша намоткой на оправку волокнистого материала со связующим, полимеризацию, снятие с оправки заготовки вкладыша и выполнение ее механической и высокотемпературных обработок. При изготовлении заготовки вкладыша на оправку производят геликоидную намотку препрега тканой ленты, выполненной с продольным перегибом по середине и ориентацией волокон ее основы и утка под углами к продольной кромке ленты, близкими по величине, и прижимом перегиба к оправке нитью, расположенной в перегибе. Затем намотанные слои ленты сжимают вдоль оси оправки с фиксацией их между шайбами и выполняют полимеризацию. После чего заготовку вкладыша снимают с оправки и выполняют ее механическую и высокотемпературные обработки. Изобретение обеспечивает повышение качества изготовления вкладыша с соплом. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании раздвижных сопел твердотопливных ракетных двигателей высотных ступеней ракет. Раздвижное сопло ракетного двигателя содержит раструб, выдвигаемый насадок, элементы фиксации насадка, шарнирно-рычажный механизм и привод выдвижения насадка. Привод выдвижения представляет собой электродвигатель, установленный на оси одного из звеньев шарнирно-рычажного механизма. Статор электродвигателя соединен с одним рычагом шарнирно-рычажного механизма, а ротор - с другим рычагом. Шарнирно-рычажный механизм выдвижения установлен на внутренней поверхности раструба с возможностью сбрасывания после фиксации насадка в рабочем положении. Изобретение позволяет снизить массу сопла, а также повысить его надежность. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к конструкциям сопел летательных аппаратов, и может быть использовано для сопловых блоков летательных аппаратов, в которых устанавливаются заглушки, служащие для защиты внутренней полости летательного аппарата. Сопло содержит раструб, изготовленный из эрозионностойкого пресс-материала, металлическую герметизирующую заглушку, скрепленную с внутренней поверхностью раструба органической связкой, и защитную заглушку, установленную внутрь раструба заподлицо с его срезом и скрепленную с внутренней поверхностью раструба органической связкой. Защитная заглушка выполнена из пенопласта и имеет радиальную кольцевую проточку, выполненную на ее наружной боковой поверхности, а также кольцевой паз, выполненный на ее торцевой поверхности напротив радиальной кольцевой проточки. Металлическая герметизирующая заглушка выполнена с кольцевым утонением, соосным с осью раструба. В защитной заглушке выполнена соосная с осью раструба цилиндрическая выемка, полость которой сообщена сквозным отверстием с полостью радиальной кольцевой проточки. Полость радиальной кольцевой проточки сообщена с атмосферой, а диаметр цилиндрической выемки превышает диаметр кольцевого утонения металлической герметизирующей заглушки. Изобретение позволяет повысить надежность работы сопла. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к технологии изготовления сопел с эластичным опорным шарниром. При сборке сопла устанавливают сопло в вертикальное положение стыковочным фланцем на жесткое основание, сжимают эластичный опорный шарнир с заданным усилием и фиксируют подвижную часть сопла с неподвижной частью стопорными устройствами. При фиксации частей сопла измеряют величину осевого поджатая эластичного опорного шарнира, а затем устанавливают внутрь подвижной части калибр с контрольным диском, по положению которого относительно стыковочного фланца определяют угол отклонения и величину радиального смещения оси подвижной части относительно оси неподвижной части. Затем производят регулировку стопорными устройствами положения оси подвижной части сопла относительно оси неподвижной части с сохранением величины осевого поджатая эластичного опорного шарнира. Изобретение позволяет повысить точность сборки сопла с эластичным опорным шарниром. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Камера ЖРД содержит корпус с раструбом, вкладыш с соплом и стенкой камеры сгорания и форсуночную головку, при этом вкладыш, по крайней мере, на участке сопла выполнен из композиционного материала с геликоидной намоткой препрега тканой ленты и расположением волокон ее основы и утка под углами к продольной кромке ленты, близкими по величине. Изобретение обеспечивает повышение надежности камеры. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Изготавливают наружную и внутреннюю оболочки. На внутреннюю оболочку укладывают ленты припоя и соединяют с наружной оболочкой. Пайку сопла камеры сгорания ЖРД осуществляют до сварки коллектора с подколлекторным кольцом, которое изготавливают с припуском по наружному диаметру «усов». Затем в кольцевую полость подколлекторного кольца вставляют разъемный вкладыш, причем боковые радиусы вкладыша должны быть больше боковых внутренних радиусов подколлекторного кольца. Вкладыш закрывают сверху технологической накладкой, привариваемой к припускной части обоих «усов», образуя полость, которую герметизируют перед пайкой для обеспечения поддавливания паяного соединения. После пайки технологическую накладку и припускную часть «усов» подколлекторного кольца срезают, извлекают вкладыш и приваривают коллектор с патрубками к соплу. Изобретение обеспечивает повышение прочности паяного соединения и качества пайки в зоне подколлекторного кольца, снижение массы коллектора и заготовки подколлекторного кольца. 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении заглушки для сопла ракетного двигателя. При изготовлении сферической заглушки выкраивают круговые и продольные заготовки из пропитанной связующим стеклоткани, а также выкраивают прослойки из клеящей пленки, например, марки ВК-3 и обрабатывают поверхности прослоек растворителем, например ацетоном. Выкладывают из круговых заготовок на матрицу, соответствующую конфигурации заглушки, внутренний и наружный слои. Выкладывают из продольных заготовок внутренние и дополнительный кольцевые слои фланца. При выкладке кольцевых слоев фланца в каждый из них укладывают между продольными заготовками из стеклоткани, по меньшей мере, одну прослойку из клеящей пленки. Осуществляют горячее прессование полученного многослойного пакета. При прессовании сначала нагревают пакет под давлением до температуры 115-125°C и выдерживают при этой температуре в течение часа. Продолжают нагрев до температуры 155-165°C и выдерживают при этой температуре в течение 1,5 часов. Затем продолжают нагрев до температуры 175-185°C и выдерживают при этой температуре в течение 2,5 часов. После чего производят охлаждение пакета до температуры 50°C и сбрасывают давление. Изобретение позволяет повысить качество изготовляемой из стеклоткани сферической заглушки. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении заглушки сопела ракетного двигателя, стартующего из пускового контейнера с помощью порохового аккумулятора давления. При изготовлении сферической заглушки с фланцем выкраивают круговые и продольные заготовки из пропитанной связующим стеклоткани, причем направление продольных заготовок располагают под углом к направлению основы стеклоткани. Устанавливают на периферийную часть матрицы пресс-формы разрезной металлический вкладыш со скошенной внутренней стенкой, охватывающей сферическую часть матрицы с равномерным по толщине фланца кольцевым зазором. Выкладывают из круговых заготовок на матрице пресс-формы внутренний и наружный слои, а из продольных заготовок внутренние и дополнительный слои фланца. Выкладку продольных заготовок осуществляют в образованный зазор в кольцевом направлении встык, с перекрытием стыков последующими продольными заготовками. Затем осуществляют горячее прессование полученного многослойного пакета. Изобретение позволяет повысить качество изготовляемой из стеклоткани сферической заглушки. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании соплового блока ракетного двигателя твердого топлива. Сопловой блок содержит разъемный раструб, состоящий из двух частей, а также узлы фиксации и уплотнения. Узел фиксации образован цанговыми защелками, установленными по окружности на одной части раструба и охватывающими выступы, выполненные на другой части раструба. Расстояния между цанговыми защелками и между выступами превышает ширину цанговых защелок и выступов соответственно, формируя байонетное соединение. Изобретение позволяет упростить сборку и разборку разъемного раструба соплового блока. 3 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении сферической заглушки с фланцем для сопла ракетного двигателя, стартующего из пускового контейнера с помощью порохового аккумулятора давления. При изготовлении заглушки выкраивают круговые и продольные заготовки из пропитанной связующим стеклоткани. Первую круговую заготовку для внутреннего слоя заглушки выкраивают большего диаметра, чем другие. Выкладывают из круговых заготовок на соответствующую конфигурации заглушки матрицу пресс-формы внутренний и наружный слои заглушки, а из продольных заготовок -внутренний и дополнительный слои фланца. После выкладки продольных заготовок, обеспечивающих 2/3 требуемой толщины дополнительного слоя фланца, на уложенные заготовки завертывают периферийную часть первой круговой заготовки внутреннего слоя заглушки до контакта с последней круговой заготовкой сферической части наружного слоя. После выравнивания поверхности с удалением излишков стеклоткани первой круговой заготовки укладывают остальные продольные заготовки дополнительного слоя фланца. Затем осуществляют горячее прессование полученного многослойного пакета. Изобретение позволяет повысить качество изготовленной из стеклоткани сферической заглушки. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании узла отсечки тяги ракетного двигателя твердого топлива. Узел отсечки тяги содержит раструб сопла противотяги, снабженный фланцем и закрытый заглушкой, зафиксированной кулачками или шариками с контактирующим с ними затвором, образующим затворную полость, которая сообщена с пиропатроном. Затворная полость образована вокруг сопряженного с фланцем участка раструба сопла противотяги. Заглушка связана с толкателем, установленным с возможностью продольного перемещения в кольцевой проточке, выполненной внутри фланца. Кольцевая проточка газосвязана с затворной полостью, а затвор снабжен ограничителем хода. Изобретение позволяет повысить надежность срабатывания узла отсечки тяги. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопел переменной степени расширения в твердотопливных двигателях. Сопло содержит стационарную часть и складываемую часть, выполненную в виде профилированных панелей, шарнирно связанных со стационарной частью, и механизм складывания панелей. Механизм складывания панелей включает направляющие, привод и силовое кольцо, связанное с приводом и складывающее панели в процессе своего движения вдоль оси сопла до образования соплового раструба. Направляющая каждой панели образована ребром, размещенным в продольной плоскости симметрии панели, с выполненным в нем удлиненным сквозным пазом. Силовое кольцо пропущено через пазы в ребрах. У каждой четной панели пазы в ребрах параллельны поверхности панели. У нечетных панелей пазы спрофилированы так, что при движении силового кольца к срезу сопла продольные соприкасающиеся кромки нечетных панелей перекрываются кромками четных панелей. Соприкасающиеся кромки панелей выполнены Г-образного профиля - у перекрывающих панелей полкой вверх, а в перекрываемых - полкой вниз. Изобретение позволяет повысить надежность работы сопла, а также снизить потери удельного импульса тяги за счет исключения перетекания газа между панелями. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в ракетных двигателях с раздвижными соплами для определения времени выдвижения насадка в рабочее положение. Устройство для определения времени установки в рабочее положение насадка раздвижного сопла ракетного двигателя включает датчик с подпружиненным штоком. Датчик содержит микропереключатель электрической цепи, кнопка которого через коромысло связана со штоком, и установлен на входном торце насадка таким образом, что шток направлен к предыдущей части сопла. На наружной поверхности предыдущей части, вблизи выходного торца, установлен упор, с которым взаимодействует шток датчика при установке насадка в рабочее положение. Изобретение позволяет повысить надежность и упростить конструкцию устройства определения времени установки насадка раздвижного сопла в рабочее положение. 3 ил.

Ракетный двигатель твердого топлива содержит корпус из композиционного материала, включающий передний и задний фланцы, переднюю крышку, скрепленный с корпусом заряд со сквозным каналом и сопло, часть которого утоплена в корпус. На поверхности сквозного канала заряда нанесена бронировка, выполненная в виде манжеты, частично прилегающей к теплозащите, нанесенной на обечайку, выполненную вокруг утопленной части сопла. Корпус содержит герметизирующий шпангоут, а на наружной поверхности утопленной части сопла в районе ее минимального радиуса выполнен сопряженный с ним узел обтюрации. Герметизирующий шпангоут корпуса соединен с задним фланцем посредством обечайки, выполненной вокруг утопленной части сопла. Узел крепления сопла выполнен со стороны наружного торца заднего фланца. Манжета прилегает к теплозащите обечайки через антиадгезионный подслой. Между манжетой и частью сопла, выступающей во внутреннюю полость корпуса за герметизирующий шпангоут корпуса, выполнен гарантированный зазор. Изобретение позволяет снизить массу конструкции ракетного двигателя твердого топлива, упростить его конструкцию и технологию изготовления. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Заглушка предназначена для соплового блока ракетного двигателя твердого топлива, эксплуатирующегося под водой и запускаемого после его выталкивания пороховым аккумулятором давления из пускового контейнера Заглушка содержит направляющий цилиндр с установленным в нем с возможностью продольного перемещения клапаном аварийного затопления, зафиксированным аварийным фиксатором. Аварийный фиксатор рассчитан на срабатывание при воздействии на клапан аварийного затопления наружного давления, соответствующего предельно допустимому давлению при аварийном погружении. На направляющем цилиндре выполнены радиальные окна, а клапан аварийного затопления выполнен в виде плунжера, имеющего выведенный во внутреннюю полость ракетного двигателя хвостовик. Диаметр хвостовика меньше диаметра плунжера. В непосредственной близости от наружного торца направляющего цилиндра в нем установлен с возможностью продольного перемещения поршень, зафиксированный стартовым фиксатором, рассчитанным на срабатывание при воздействии на поршень наружного давления, превышающего предельно допустимое давление при аварийном погружении. Масса плунжера превышает массу поршня. Изобретение позволяет повысить надежность заглушки и упростить ее конструкцию. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Фланец поворотного сопла ракетного двигателя из композиционных материалов включает сетчатый корпус из косых и кольцевых ребер, выполненных из перекрещивающихся жгутов, переднего, опорного и заднего кольцевых шпангоутов. Передний и задний шпангоуты размещены внутри слоистых пластиковых профилей, а опорный шпангоут снабжен расположенными между слоями жгутов салфетками из композиционного материала. Ребра корпуса на участке от переднего шпангоута до опорного снабжены снаружи герметичной оболочкой с теплозащитным покрытием. В опорном шпангоуте выполнены осевые отверстия, расположенные над перекрестием косых ребер с передней кромкой, расположенной на стыковочном с фланцем двигателя торце, за габаритом сетчатого корпуса, а задней кромкой - внутри габарита стенки корпуса с пересечением оси отверстия и серединной конусообразной поверхности сетчатой стенки корпуса внутри ширины шпангоута. Способ изготовления фланца включает установку на конусообразную оправку слоистых профилей заднего и переднего кольцевых шпангоутов и укладку вплотную к профилям разделительного слоя из резиноподобного материала с выполнением в нем и профилях косых и кольцевых канавок, а также канавки опорного шпангоута. Затем осуществляют намотку жгутов косых и кольцевых ребер и шпангоутов, укладывая в канавку опорного шпангоута салфетки, и осуществляют термообработку. После термообработки в переднем торце опорного шпангоута выполняют осевые отверстия с заходом режущего инструмента в переднем торце над перекрестием косых ребер и выходом в заднем торце в пределах просвета ячейки сетчатой структуры внутри габарита стенки корпуса с пересечением осью инструмента конусообразной серединной поверхности стенки корпуса до выхода режущего инструмента. Группа изобретений позволяет повысить технологичность и надежность фланца поворотного сопла ракетного двигателя, а также снизить его массу. 2 н. и 9 з.п ф-лы, 12 ил.

Ракетный двигатель включает, по меньшей мере, одно сопло, состоящее из стационарной части и, по меньшей мере, одного насадка, зафиксированного на стационарной части посредством механизма сброса. Механизм сброса содержит связанный с насадком толкатель, установленный с возможностью продольного перемещения на шпангоут, выполненный на стационарной части сопла. Толкатель зафиксирован на шпангоуте кулачками или шариками с охватывающим их кольцевым затвором, установленным на толкатель с возможностью продольного перемещения. Толкатель выполнен в виде двух соосных связанных друг с другом полых цилиндров разного диаметра, образуя уступ на своих наружной и внутренней поверхностях. По обеим цилиндрическим поверхностям наружного уступа толкателя с ним контактирует кольцевой затвор, имеющий Г-образное сечение, и образующий вместе с толкателем затворную полость, сообщенную с пиропатронами. Наружная поверхность шпангоута выполнена с аналогичным уступом, цилиндрические участки которой контактируют с толкателем и образуют вместе с ним подпоршневую полость. Подпоршневая и затворная полости имеют или не имеют газосвязь между собой. Изобретение позволяет обеспечить простоту и надежность конструкции ракетного двигателя, а также снизить его массу при обеспечении потребного суммарного импульса тяги. 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке раздвижных сопловых насадков ракетных двигателей. Раздвижной двухсекционный сопловой насадок ракетного двигателя содержит неподвижную часть, выдвигаемый раструб, уплотнительный элемент, цанги и систему выдвижения раструба. Уплотнительный элемент выполнен из температуростойкого материала с малой деформативностью, например, в виде плетеного шнура из терморасширенного графита. Выдвигаемый раструб со стороны камеры сгорания двигателя включает хвостовик с обращенной к неподвижной части внутренней поверхностью, взаимодействующей при раздвижке насадка с уплотнительным элементом и имеющей цилиндрический участок, переходящий в конус, минимальный диаметр которого не превышает максимальный диаметр уплотнительного элемента. Изобретение позволяет повысить надежность соплового насадка ракетного двигателя за счет повышения герметичности узла стыка неподвижной части и выдвигаемого раструба. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании устройств для герметизации твердотопливных двигателей с подводным стартом. Устройство герметизации содержит две осесимметричные части, размещенные в горловине сопла по обе стороны от критического сечения и срабатывающие в зависимости от направления действия давления. На стенке горловины сопла закреплен кольцевой элемент в виде стакана с установленным в нем на направляющих штырях цилиндром, зафиксированным в стакане шариковым замком. Полость цилиндра разделена центральной перегородкой с калиброванным отверстием, причем обе герметизирующие части выполнены в виде поршней, размещенных в цилиндре до и после перегородки. Поршень в докритической области подпружинен к перегородке, а поршень со стороны среза сопла имеет цилиндрический поясок, являющийся подвижной опорой шарикового замка, и закреплен в стакане с помощью программированно разрушаемого элемента. Полость между поршнем со стороны среза сопла и перегородкой заполнена жидкостью, например маслом, через калиброванное отверстие в перегородке. В стакане на боковой стенке со стороны среза сопла выполнены окна, а на его дне выполнены отверстия. Изобретение позволяет повысить надежность срабатывания устройства как от внутреннего, так и от внешнего давления. 3 ил.