ЗАГЛУШКА СОПЛА РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ROCKET ENGINE NOZZLE PLUG

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке заглушек сопел ракетных двигателей, стартующих из пускового контейнера при помощи порохового аккумулятора давления (ПАД).
Известна заглушка, установленная в сверхзвуковой расширяющейся части сопла, способная воспринимать давление газов ПАД и вскрываться при запуске двигателя за счет применения винтов, разрушаемых по калиброванной шейке (см. книгу: Конструкция ракетных двигателей на твердом топливе / Под общей редакцией чл.-корр. Российской академии наук, проф. Л.Н.Лаврова. - М.: Машиностроение, 1993, рис.3.36, стр.162).
Недостатком данной конструкции является большая масса заглушки, которая при вылете может нанести повреждение пусковой установке.
Известна заглушка, в которой для уменьшения массы вылетающих частей применяется лепестковая мембрана (см. рис.3.37, стр.163 вышеуказанной книги). Эта заглушка включает в себя сферическую мембрану с радиально расходящимися от центра ослабленными сечениями. При запуске двигателя мембрана разрушается только по ослабленным сечениям, лепестки заглушки раскрываются по потоку продуктов сгорания и сгорают в процессе работы.
Недостатком данной конструкции является то, что она не может воспринимать большое давление от газов ПАД при старте из пускового контейнера.
Известна заглушка, содержащая сферическую мембрану с радиально расходящимися от центра ослабленными сечениями, которая опирается на арочную сферическую конструкцию, состоящую из отдельных клинообразных элементов, которые удерживаются внешним кольцом (патент РФ на изобретение №2196244 от 10.01.2003 г., F16L 37/28).
Недостатком данной конструкции заглушки является большая суммарная масса вылетающих при вскрытии мембраны элементов, способных в совокупности нанести повреждение пусковой установке.
Известна заглушка (взята за прототип см. патент РФ на изобретение №2266425 от 20.12.05, F02K 9/32), содержащая сферическую мембрану, закрепленную на стенке сверхзвуковой части сопла таким образом, что выпуклой стороной сферы она обращена в сторону камеры двигателя, а толщина сферической мембраны определяется зависимостью
,
где к=1,6…1,8 - эмпирический коэффициент;
сф
R - радиус сферы;
р - давление срабатывания заглушки;
Е - модуль упругости материала мембраны.
Недостатком данной конструкции является зависимость давления разрушения заглушки при сжатии и растяжении от ее геометрических параметров, что не всегда технологически выполнимо.
Технической задачей данного изобретения является создание конструкции заглушки, не содержащей вышеперечисленные недостатки, способной после запуска двигателя обеспечить расчетный уровень давления срабатывания от продуктов сгорания топлива. Заглушка должна выдерживать как можно выше (для высокой надежности в четыре - пять раз больше давления срабатывания) давление газов ПАД со стороны среза сопла при старте из пускового контейнера. Масса вылетающих частей должна быть минимальна.
Технический результат достигается тем, что заглушка сопла ракетного двигателя содержит сферическую мембрану со стыковочным фланцем, закрепленную на стенке сверхзвуковой части сопла, причем мембрана закреплена таким образом, что выпуклой стороной сферы она обращена в сторону камеры двигателя. Сферическая мембрана выполнена из двух скрепленных между собой оболочек с раскрепленными законцовками, а стыковочный фланец выполнен из двух кольцевых частей, при этом законцовка оболочки, расположенной со стороны камеры двигателя, закреплена между двумя частями стыковочного фланца, а законцовка оболочки, расположенной со стороны среза сопла, закреплена на торце стыковочного фланца.
Оболочки мембраны и кольцевые части стыковочного фланца выполнены из слоев композиционного материала.
На фиг.1 изображена конструкция предлагаемой заглушки в сечении. На фиг.2 - выносного элемента А показано расположение элементов заглушки. На фиг.3 показано состояние элементов заглушки после воздействия давления от продуктов сгорания топлива.
Внутри сопла 1 установлена заглушка, представляющая собой сферическую мембрану, состоящую из оболочек 2 и 3, на большом диаметре которой выполнен стыковочный фланец, состоящий из кольцевых многослойных частей 4 и 5, с посадочными местами под уплотнение 6 и для крепления с кольцом 7 с помощью прижимного кольца 8 и винтов 9. Оболочки 2 и 3, кольцевые многослойные части 4 и 5 выполнены из слоев композиционного материала. Кольца 7 и 8 выполнены из алюминиевого сплава.
Оболочки 2 и 3 в сферической части мембраны скреплены между собой, а их законцовки раскреплены. Законцовка оболочки 2 сферической мембраны закреплена между двумя кольцевыми многослойными частями 4 и 5 фланца. Законцовка оболочки 3 сферической мембраны вместе с кольцевой многослойной частью 5 фланца прикреплена к кольцу 7 винтами 9 через прижимное кольцо 8. Эта часть заглушки расположена со стороны действия давления газов ПАД.
Работает заглушка следующим образом.
При старте ракетного двигателя газы ПАД со стороны среза сопла воздействуют непосредственно на оболочки 2 и 3 сферической мембраны, работающих при этом на растяжение. Нагрузка от оболочек 2 и 3 сферической мембраны через кольцевые многослойные части 4 и 5 фланца передается на кольцо 7 и далее на раструб сопла 1. Винты 9 и прижимное кольцо 8 дополнительно удерживают оболочки 2 и 3 сферической мембраны.
После выхода из пускового контейнера происходит запуск двигателя. Продукты сгорания топлива в двигателе воздействуют на оболочки 2 и 3 сферической мембраны, работающие при этом на сжатие, оболочки 2 и 3 сферической мембраны при расчетном давлении теряют устойчивость и, как показали автономные испытания, начинают прогибаться в другую сторону, выдергивая при этом законцовку оболочки 2 из закрепления между кольцевыми многослойными частями 4 и 5 фланца. При дальнейшем повышении давления происходит разрушение сферической мембраны в месте скрепления оболочки 3 сферической мембраны с кольцевой многослойной частью 5 фланца под прижимным кольцом 8. То есть, по сравнению с прототипом, разрушение происходит по толщине, меньшей на толщину оболочки 2, чем снижается давление срабатывания заглушки от продуктов сгорания топлива, сохраняя ту же самую устойчивость от давления газов ПАД, заявленную в прототипе. Масса вылетающих отдельных частей заглушки не более 0,15 кг, что не оказывает опасного воздействия на пусковую установку. Кольцевые многослойные части 4 и 5, кольцо 7, прижимное кольцо 8, винты 9 сгорают при дальнейшей работе двигателя.
2
2
Автономные испытания подтвердили, что предлагаемая заглушка выдерживает давление от газов ПАД примерно 30 кгс/см, а давление ее разрушения от продуктов сгорания топлива в двигателе находится в пределах (5-7) кгс/см. Работоспособность заглушки в заданных параметрах подтверждена стендовыми и летными испытаниями.
Таким образом, предлагаемая заглушка сохраняет целостность при воздействии на нее давления газов от ПАД со стороны среза сопла, а после запуска ракетного двигателя обеспечивает расчетный уровень давления вскрытия от продуктов сгорания топлива, в четыре - пять раз меньший давления газов ПАД, при минимальной массе вылетающих частей.