двухрежимный сопловой блок для ракетного двигателя

Формула изобретения

Двухрежимный сопловой блок для ракетного двигателя, содержащий корпус двигателя, камеру сгорания, основное сопло и центральный подвижный клапан, отличающийся тем, что сопловой блок снабжен неподвижной промежуточной вставкой с отверстиями, расположенными радиально и параллельно оси ракеты, сопловыми вкладышами, стойками крепления неподвижной промежуточной вставки с проходными сечениями, причем центральный подвижный клапан выполнен в виде цилиндрического ступенчатого тела, имеющего проходные отверстия, образующие дополнительное сопло, а вкладыши выполнены с внутренними диаметрами, определяющими критическое сечение сопел на стартовом и маршевом режимах работы двигателя, и перемещение центрального подвижного клапана происходит за счет разницы давлений в полости клапана и внутренней полости двигателя при изменении давления во внутренней полости двигателя.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к двухрежимным ракетным двигателям и может быть использовано с целью изменения площади эффективного проходного сечения сопла на стартовом и маршевом участках полета ракеты.

Известны ракетные двигатели, в которых уменьшение проходного сечения сопла осуществляется за счет продольного перемещения внутреннего элемента, например тарели (см. авторское свидетельство СССР 560077, F 02 K 1/08, 1977).

К недостатку таких установок следует отнести их ограниченное применение.

Известен сопловой блок ракетного двигателя, снабженный центральным подвижным клапаном, перемещение которого в осевом направлении с помощью гидропривода обеспечивает изменение площади критического сечения сопла и тяги двигателя (см. книгу Калинин В.В. и др. Нестандартные процессы и методы проектирования РДТТ. М. : Машиностроение, 1986, с. 26, рис. 1.26), однако такая конструкция сложна и снижает надежность работы двигателя.

Настоящее изобретение направлено на устранение указанных недостатков известных технических решений и обеспечивает создание автономного, технологичного и компактного средства управления тягой двигателя.

Технический результат достигается тем, что двухрежимный сопловой блок для ракетного двигателя содержит корпус двигателя, камеру сгорания, основное сопло и центральный подвижной клапан, сопловой блок, снабженный неподвижной промежуточной вставкой с отверстиями, расположенными радиально и параллельно оси ракеты, сопловыми вкладышами, стойками крепления неподвижной промежуточной вставки с проходными сечениями, причем центральный подвижный клапан выполнен в виде цилиндрического ступенчатого тела, имеющего проходные отверстия, образующие дополнительное сопло, а вкладыши выполнены с внутренними диаметрами, определяющими критическое сечение сопел на стартовом и маршевом режимах работы двигателя, и перемещение центрального подвижного клапана происходит за счет разницы давлений в полости клапана и внутренней полости двигателя при изменении давления во внутренней полости двигателя.

На фиг.1 представлен двухрежимный сопловой блок в исходном положении; на фиг.2 - в положении после срабатывания.

В состав двухрежимного соплового блока входят корпус двигателя 1, неподвижная промежуточная вставка 2, центральный подвижный клапан 3, основное сопло 4, вкладыши 5 и 6, отверстия 7 и 8, полость 9, уплотнительные кольца 10, камера сгорания 11, стойки крепления неподвижной промежуточной вставки 2 и проходные сечения 13.

В корпусе двигателя 1 закреплена неподвижная промежуточная вставка 2 со стойками крепления 12 и помещен центральный подвижный клапан 3, зафиксированный за счет плотной посадки клапана 3 во вставке 2. Вставка имеет проходные сечения 13 для прохода газов.

Центральный подвижный клапан 3 выполнен в виде цилиндрического ступенчатого тела, имеющего проходное отверстие в виде дополнительного сопла. Основное сопло 4, соединенное с корпусом двигателя 1, и дополнительное сопло в клапане 3 снабжены вкладышами 5 и 6.

Вкладыш 5 имеет внутренний диаметр Д_кр.1, определяющий критическое сечение на стартовом режиме работы ракетного двигателя.

Вкладыш 6 имеет внутренний диаметр Д_кр.2, определяющий критическое сечение на маршевом режиме работы ракетного двигателя.

Неподвижная промежуточная вставка 2 снабжена отверстиями 7, расположенными радиально относительно оси ракеты, и отверстиями 8, расположенными параллельно оси. Данные отверстия соединяют камеру сгорания с полостью 9, образованную деталями 2 и 3.

Уплотнительные кольца 10 обеспечивают герметичность соединений.

Двухрежимный сопловой блок работает следующим образом.

После запуска двигателя в полости 9 устанавливается давление, равное давлению в камере сгорания. Изменение давления в полости 9 обеспечивается поступлением газов из камеры сгорания 11 через отверстия 7 и 8. При этом газовый поток проходит через критическое сечение с Д_кр.1 и Д_кр.2, что обеспечивает стартовый режим работы двигателя. После возникающего при уменьшении поверхности горения топливного заряда падения давления в камере сгорания 11 величина давления в полости 9 становится больше давления в камере сгорания. Образовавшийся перепад давления заставляет подвижный клапан 3 переместиться и упереться во вкладыш 5, после чего газовый поток проходит лишь через критическое сечение Д_кр.2, что обеспечивает маршевый режим работы двигателя.