Выпускное сопло для газообразных продуктов сгорания, оснащенное уплотнительным устройством между неподвижной частью и подвижной частью сопла

1. Выпускное сопло для газообразных продуктов сгорания ракетного двигателя (10), содержащее неподвижную часть (1) и подвижную часть (2), продолжающую неподвижную часть, при этом указанная подвижная часть, выполненная в виде створок (2а, 2b), расположена на выходе неподвижной части и образует удлинение сопла, отличающееся тем, что содержит уплотнительное устройство между неподвижной частью и подвижной частью в виде мягкой мембраны (4), выдерживающей локальную температуру газообразных продуктов сгорания на выходе сопла и соединяющей конец неподвижной части с бортиком створок или лепестков, образующих подвижную часть, и тем, что мягкая мембрана (4) образует кольцевой патрубок, при этом устройство оснащено средствами (5) нагнетания отработавших газов турбины (52а) турбонасоса на уровне мягкой мембраны между неподвижной частью (1) и подвижной частью (2), продолжающей указанное сопло.
2. Сопло по п. 1, в котором кольцевой патрубок выполнен с возможностью распределения газа по контуру выходного сечения неподвижной части (1) сопла.
3. Сопло по п. 1, в котором кольцевой патрубок находится напротив шарнира (6) подвижной части.
4. Сопло по п. 2, в котором кольцевой патрубок находится напротив шарнира (6) подвижной части.
5. Сопло по п. 1, в котором мягкая мембрана представляет собой ткань на основе кремнезема, способная постоянно выдерживать температуру не менее 1000°С.
6. Сопло по любому из пп. 1-5, в котором барьер содержит керамический изолятор между двумя тканями, одна из которых является тканью из огнеупорного алюмоборосиликатного керамического волокна на горячей стороне, а другая - из арамидных волокон, таких как полипарафенилентерефталамид, на холодной стороне, причем эта последняя ткань предназначена для обеспечения механической прочности изделия.
7. Ракетный двигатель, содержащий сопло с неподвижной частью (1), подвижной частью (2) и уплотнительным устройством по любому из п.п. 1-6, в котором створки расположены вокруг выходного сечения сопла ракетного двигателя в продолжение неподвижной части.
8. Ракетный двигатель по п. 7, в котором мягкая мембрана образует кольцевой патрубок для нагнетания отработавших газов турбины (52а) турбонасоса ракетного двигателя между неподвижной частью сопла и подвижной частью, продолжающей указанное сопло, при этом давление отработавших газов регулируют таким образом, чтобы оно превышало давление газов на выходе неподвижной части сопла.
9. Летательный аппарат, содержащий ракетный двигатель по п. 7 или 8, в котором створки (2а, 2b) шарнирно соединены со шпангоутом (100) летательного аппарата.
10. Летательный аппарат по п. 9, в котором шпангоут (100) является частью заднего фюзеляжа (101), в котором установлен ракетный двигатель (10).
11. Летательный аппарат по п. 9, в котором створки (2а, 2b) расположены в два ряда с перекрыванием внутренней/наружных поверхностей между смежными створками и с возможностью обеспечения изменения выходного сечения сопла, сохраняя при этом перекрывание, которое минимизирует утечки выходящих газообразных продуктов сгорания.
12. Летательный аппарат по п. 9, в котором створки (2а, 2b) являются подвижными и выполнены с возможностью придания подвижной части:
формы закрытого конуса (А) для обеспечения аэродинамической наружной формы, которая минимизирует лобовое сопротивление хвостовой части летательного аппарата в атмосферном полете при выключенном ракетном двигателе;
формы цилиндра (В) в момент зажигания ракетного двигателя;
формы конической расходящейся части (С) в непрерывном продолжении выходного сечения расходящейся части ракетного двигателя, чтобы способствовать расширению реактивной струи ракетного двигателя.
13. Летательный аппарат по п. 10 или 11, в котором створки (2а, 2b) являются подвижными и выполнены с возможностью придания подвижной части:
формы закрытого конуса (А) для обеспечения аэродинамической наружной формы, которая минимизирует лобовое сопротивление хвостовой части летательного аппарата в атмосферном полете при выключенном ракетном двигателе;
формы цилиндра (В) в момент зажигания ракетного двигателя;
формы конической расходящейся части (С) в непрерывном продолжении выходного сечения расходящейся части ракетного двигателя, чтобы способствовать расширению реактивной струи ракетного двигателя.
14. Летательный аппарат по п. 12, содержащий механизм (6, 7, 8, 9) поворота створок, выполненный с возможностью обеспечения дифференциального открывания и закрывания различных створок, которые отклоняют реактивную струю ракетного двигателя и создают таким образом составляющую боковой тяги, которая позволяет управлять летательным аппаратом относительно оси продольного наклона и вертикальной оси.
15. Летательный аппарат по п. 13, содержащий механизм (6, 7, 8, 9) поворота створок, выполненный с возможностью обеспечения дифференциального открывания и закрывания различных створок, которые отклоняют реактивную струю ракетного двигателя и создают таким образом составляющую боковой тяги, которая позволяет управлять летательным аппаратом относительно оси продольного наклона и вертикальной оси.
16. Летательный аппарат по любому из пп. 12, 14 или 15, в котором раскрыв конуса может меняться в зависимости от увеличения высоты во время полета на ракетном двигателе.
17. Летательный аппарат по п. 13, в котором раскрыв конуса может меняться в зависимости от увеличения высоты во время полета на ракетном двигателе.