RU181164U1 - Заглушка воздухозаборного устройства ракетно-прямоточного двигателя - Google Patents
Заглушка воздухозаборного устройства ракетно-прямоточного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU181164U1 RU181164U1 RU2017127397U RU2017127397U RU181164U1 RU 181164 U1 RU181164 U1 RU 181164U1 RU 2017127397 U RU2017127397 U RU 2017127397U RU 2017127397 U RU2017127397 U RU 2017127397U RU 181164 U1 RU181164 U1 RU 181164U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- plug
- intake device
- engine
- afterburner
- ramjet engine
- Prior art date
Links
- 239000004699 Ultra-high molecular weight polyethylene Substances 0.000 claims abstract description 14
- 229920000785 ultra high molecular weight polyethylene Polymers 0.000 claims abstract description 14
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims abstract description 7
- 238000009826 distribution Methods 0.000 claims abstract description 3
- 239000003380 propellant Substances 0.000 claims abstract 3
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000010959 steel Substances 0.000 claims description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 abstract description 12
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 10
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 abstract description 9
- 239000004449 solid propellant Substances 0.000 abstract description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 4
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 abstract description 3
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 abstract description 3
- 238000001556 precipitation Methods 0.000 abstract description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 2
- 229910000906 Bronze Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000004952 Polyamide Substances 0.000 description 1
- 239000004698 Polyethylene Substances 0.000 description 1
- 229920010741 Ultra High Molecular Weight Polyethylene (UHMWPE) Polymers 0.000 description 1
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 1
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000010974 bronze Substances 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- KUNSUQLRTQLHQQ-UHFFFAOYSA-N copper tin Chemical compound [Cu].[Sn] KUNSUQLRTQLHQQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000001125 extrusion Methods 0.000 description 1
- 229920002313 fluoropolymer Polymers 0.000 description 1
- 238000003698 laser cutting Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 1
- 238000004806 packaging method and process Methods 0.000 description 1
- 229920002647 polyamide Polymers 0.000 description 1
- -1 polyethylene Polymers 0.000 description 1
- 229920000573 polyethylene Polymers 0.000 description 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 1
- 239000000565 sealant Substances 0.000 description 1
- 238000005245 sintering Methods 0.000 description 1
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
- F02K7/18—Composite ram-jet/rocket engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/02—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof the jet being intermittent, i.e. pulse-jet
- F02K7/04—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof the jet being intermittent, i.e. pulse-jet with resonant combustion chambers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Solid Fuels And Fuel-Associated Substances (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к ракетостроению, а именно к внутренним заглушкам входа воздухозаборного устройства в камеру дожигания ракетно-прямоточного двигателя.Внутренняя заглушка входа воздухозаборного устройства ракетно-прямоточного двигателя предназначена для защиты элементов регулирования, распределения маршевого топлива и для герметизации камеры дожигания ракетно-прямоточного двигателя в процессе хранения и на стартовом режиме. Заглушка выполнена из сверхвысокомолекулярного полиэтилена и после сброса воздушным потоком, поступающим через воздухозаборное устройство, целиком попадает в объем камеры дожигания где в процессе горения маршевого заряда твердого топлива под воздействием температуры продуктов сгорания топлива 2500 К и более материал заглушки воспламеняется, сгорает и переходит в газообразное состояние, выступая в качестве дополнительного источника энергии (дополнительного топливного элемента) и обеспечивая повышение до 5% тяговых характеристик РИД.Технический результат - заглушка обеспечивает надежную герметизацию камеры дожигания от воздействия внешней среды (осадков, коррозии и т.п.) и в момент работы стартово-разгонной ступени и выдерживает нагрузки при давлении в камере дожигания до 130 атм, обеспечивает повышение до 5% тяговых характеристик ракетно-прямоточного двигателя. 3 ил.
Description
Полезная модель относится к ракетостроению, а именно к внутренним заглушкам входа воздухозаборного устройства (ВЗУ) в камеру дожигания (КД) ракетно-прямоточного двигателя (РПД).
Известен ракетный двигатель с заглушкой корпуса воздушного канала, в котором заглушка ВЗУ выполнена из композиционного материала заподлицо с изолирующей футеровкой обшивки корпуса двигателя. Пиротехнические зарядные устройства скреплены с композитным материалом и поджигаются для образования отверстия в крышке для потока воздуха во время работы ВЗУ (Патент USA №5784877, МПК F02K 7/18, опубликовано 28.07.1998).
Недостатком известного решения является низкая надежность работы двигателя, обусловленная неконтролируемым и нестабильным процессом прожигания отверстия в заглушке ВЗУ.
Известна расходная заглушка воздушного канала интегрального РПД, изготовленная из слоистого материала из Pd и А1, которая сгорает в короткий период между окончанием режима стартового и начала маршевого режима двигателя, чтобы обеспечить попадание набегающего потока воздуха для ракетного двигателя (Патент USA №6631610 МПК F02K 7/18, опубликовано 14.10.2003).
Данное устройство взято за прототип.
Недостатками прототипа являются применение дорогого металла Pd и сложность ее изготовления, требующая набора нескольких слоев материалов в определенной их последовательности и толщины, а также недостаточная надежность работы заглушки, обусловленная неравномерностью сгорания по ее поверхности.
Проблемой решаемой, созданной полезной моделью является устранение недостатков прототипа, а именно, упрощение конструкции, повышение надежности работы заглушки, а также увеличение тяговой мощности РПД.
Выше указанная проблема решается с помощью признаков, указанных в 1-м пункте формулы полезной модели, общих с прототипом, таких как заглушка воздухозаборного устройства ракетно-прямоточного двигателя, расположенная в окне входа воздухозаборного устройства в камеру дожигания и предназначенная для защиты элементов регулирования и распределения маршевого топлива на стартовом режиме, и отличительных существенных признаков таких как для герметизации камеры дожигания прямоточного двигателя заглушка выполнена из сверхвысокомолекулярного полиэтилена.
Согласно п. 2 формулы полезной модели окно входа воздухозаборного устройства выполнено решетчатого типа, например из термообработанной стали КВК-26, с внутренними наклонными ребрами жесткости - перемычками, под размещение и крепление выпуклых элементов заглушки в отверстиях окна.
Вышеперечисленная совокупность существенных признаков позволяет получить следующий технический результат:
1. При хранении двигателя в составе летательного аппарата, внутренняя заглушка обеспечивает надежную герметизацию КД от воздействия внешней среды (осадков, коррозии и т.п.).
2. Внутренняя заглушка надежно служит для герметизации КД РПД в момент работы стартово - разгонной ступени и выдерживает нагрузки при давлении в КД до 150 атм.
3. Внутренняя заглушка изготовлена из доступного и относительно дешевого сверхвысокомолекулярного полиэтилена, выполнена сбрасываемой и расходной, а на маршевом режиме работы РПД за счет сгорания сверхвысокомолекулярного полиэтилена применяется в качестве дополнительного источника энергии (дополнительного топливного элемента) в потоке продуктов сгорания твердого топлива РПД, повышая до 5% тяговые характеристики РПД.
Сверхвысокомолекулярный полиэтилен (СВМПЭ) - материал для экстремальных условий. В отличие от традиционного полиэтилена, который применяется в основном в упаковочной отрасли, СВМПЭ применяется для формованных деталей. Прочностные характеристики СВМПЭ находятся на уровне алюминия. СВМПЭ может выступать в качестве заменителя других, более дорогостоящих материалов, таких как сталь, бронза, полиамиды, фторопласты, а может являться технически необходимым, т.е. единственно пригодным, для данной цели материалом [С.С. Галибеев, Р.З. Хайруллин, В.П. Архиреев Сверхвысокомолекулярный полиэтилен. Тенденции и перспективы. // Вестник Казанского технологического университета. - 2008. - Т. 2. - С. 50-55.]. В частности, СВМПЭ обладает повышенной жесткостью и исключительно высокой ударной прочностью, высокой стойкостью в агрессивных средах (коррозионной стойкостью), высокой морозостойкостью.
Одновременно в стартово - разгонной ступени РПД при воздействии на заглушку из СВМПЭ эксплуатационной температуры 2500 К и более СВМПЭ является легковоспламеняемым и легкосгораемым материалом (горючий, легкосгораемый материал с высокой скоростью горения). В полезной модели материал заглушки ВЗУ при ее сбрасывании в процессе работы камеры дожигания РПД становится составной частью продуктов сгорания твердого топлива.
Полезная модель иллюстрируется следующими чертежами: на Фиг. 1 приведена схема размещения внутренней заглушки ВЗУ входа в КД РПД, где позициями обозначены: 1 - газогенератор, 2 - корпус ВЗУ, 3 - регулятор, 4 - окно решетчатого типа КД с заглушкой, 5 - камера дожигания;
на Фиг. 2 - окно решетчатого типа с заглушкой, где позициями обозначены: 4 - окно, 6 - заглушка.
на Фиг. 3 - процесс сброса заглушки из окна решетчатого типа, где позициями обозначены: 4 - окно решетчатого типа, 6 - заглушка.
Внутренняя заглушка (поз. 6 Фиг. 2, 3) окна решетчатого типа на входе в КД представляет собой конструкцию, выполненную из СВМПЭ методами прессования, литья, спекания, гель-формования, рэм-экструзии, состоящей из 8-ми выпуклых наклонных элементов, расположенных на едином основании, выполненном в виде цилиндрической поверхности, беззазорно входящих в отверстия окна. Также крепление выпуклых элементов заглушки к отверстиям окна может обеспечиваться с помощью клеевых соединений или герметика с хорошей адгезией к СВМПЭ.
Окно решетчатого типа (поз. 4 Фиг. 2, 3) представляет собой сварную конструкцию из термообработанной стали КВК-26 с внутренними наклонными ребрами жесткости (перемычками), выполненные фрезерованием, лазерной резкой или другими технологическими методами под размещение и крепление выпуклых элементов заглушки в отверстиях окна. Окно соединяется с цилиндрическим корпусом камеры дожигания РПД с помощью сварки.
Внутренняя заглушка 6 (Фиг. 2, 3) под действием давления торможения в канале ВЗУ 2 фиг. 1 срезается с окна и попадает с воздушным потоком, поступающим через ВЗУ, целиком в объем КД 5, где в процессе горения маршевого заряда твердого топлива под воздействием температуры продуктов сгорания топлива 2500 К и более материал заглушки воспламеняется, сгорает и переходит в газообразное состояние, выступая в качестве дополнительного источника энергии (дополнительного топливного элемента) и обеспечивая повышение до 5% тяговых характеристик РПД.
Устройство работает следующим образом:
При хранении двигателя в составе летательного аппарата заглушка 6 фиг. 2, 3 обеспечивает надежную герметизацию камеры сгорания 5 фиг. 1 от внешней среды.
В момент работы стартово-разгонной ступени РПД заглушка 6 фиг. 2, 3 надежно служит для герметизации КД 5 фиг. 1 до перехода на маршевый режим работы РПД.
В момент перехода на маршевый режим механизм вскрытия сброса внутренней заглушки приводится в действие после выгорания заряда стартового топлива. В заключительный момент выгорания заряда топлива в стартово-разгонной ступени РПД значение расчетного максимального внутреннего давления в камере, составляющего 130 атм, падает до атмосферного в зависимости от высоты полета летательного аппарата. Под действием давления торможения в канале ВЗУ 2 фиг. 1 внутренняя заглушка 6 фиг. 2, 3 срезается с окна и попадает с воздушным потоком, поступающим через ВЗУ, целиком в объем КД 5, где в процессе горения маршевого заряда твердого топлива под воздействием температуры продуктов сгорания топлива материал заглушки воспламеняется, сгорает и переходит в газообразное состояние, выступая в качестве дополнительного источника энергии (дополнительного топливного элемента) и обеспечивая повышение до 5% тяговых характеристик РПД.
Из описания и практического применения настоящей полезной модели специалистам будут очевидны и другие частные формы ее выполнения. Данное описание и чертежи рассматриваются как материал, иллюстрирующий полезную модель, сущность которой и объем патентных притязаний определены в нижеследующей формуле полезной модели, совокупностью существенных признаков и их эквивалентами.
Claims (2)
1. Заглушка воздухозаборного устройства ракетно-прямоточного двигателя, расположенная в окне входа воздухозаборного устройства в камеру дожигания и предназначенная для защиты элементов регулирования и распределения маршевого топлива на стартовом режиме, отличающаяся тем, что для герметизации камеры дожигания прямоточного двигателя заглушка выполнена из сверхвысокомолекулярного полиэтилена.
2. Заглушка по п. 1, отличающаяся тем, что окно входа воздухозаборного устройства выполнено решетчатого типа, например из термообработанной стали КВК-26, с внутренними наклонными ребрами жесткости - перемычками, под размещение и крепление выпуклых элементов заглушки в отверстиях окна.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017127397U RU181164U1 (ru) | 2017-07-31 | 2017-07-31 | Заглушка воздухозаборного устройства ракетно-прямоточного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017127397U RU181164U1 (ru) | 2017-07-31 | 2017-07-31 | Заглушка воздухозаборного устройства ракетно-прямоточного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU181164U1 true RU181164U1 (ru) | 2018-07-05 |
Family
ID=62813408
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017127397U RU181164U1 (ru) | 2017-07-31 | 2017-07-31 | Заглушка воздухозаборного устройства ракетно-прямоточного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU181164U1 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5784877A (en) * | 1996-11-08 | 1998-07-28 | Atlantic Research Corporation | Rocket-ramjet engine casing port closure |
| US6116019A (en) * | 1996-10-30 | 2000-09-12 | Societe Nationale Industrielle Et Aerospatiale | Sealing system for an air intake opening of a ram jet combustion chamber |
| US6631610B1 (en) * | 1983-07-05 | 2003-10-14 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Consumable port cover for ducted integral rocket-ramjet engine |
| EP1653074A2 (de) * | 2004-10-29 | 2006-05-03 | Bayern-Chemie Gesellschaft für flugchemische Antriebe mbH | Flugkörper mit Raketen-Staustrahltriebwerken |
| RU171406U1 (ru) * | 2016-10-27 | 2017-05-30 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Заглушка воздухозаборного устройства ракетно-прямоточного двигателя |
-
2017
- 2017-07-31 RU RU2017127397U patent/RU181164U1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6631610B1 (en) * | 1983-07-05 | 2003-10-14 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Consumable port cover for ducted integral rocket-ramjet engine |
| US6116019A (en) * | 1996-10-30 | 2000-09-12 | Societe Nationale Industrielle Et Aerospatiale | Sealing system for an air intake opening of a ram jet combustion chamber |
| US5784877A (en) * | 1996-11-08 | 1998-07-28 | Atlantic Research Corporation | Rocket-ramjet engine casing port closure |
| EP1653074A2 (de) * | 2004-10-29 | 2006-05-03 | Bayern-Chemie Gesellschaft für flugchemische Antriebe mbH | Flugkörper mit Raketen-Staustrahltriebwerken |
| RU171406U1 (ru) * | 2016-10-27 | 2017-05-30 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Заглушка воздухозаборного устройства ракетно-прямоточного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107269424B (zh) | 一种固体火箭发动机二次点火结构 | |
| CN106134417B (zh) | 小推力火箭发动机 | |
| EP2971740B1 (en) | Hybrid-cycle liquid propellant rocket engine | |
| RU181164U1 (ru) | Заглушка воздухозаборного устройства ракетно-прямоточного двигателя | |
| KR101494393B1 (ko) | 이중 추력 로켓 추진기관 | |
| US2959007A (en) | Jet engine ignition system utilizing pyrophoric fuel | |
| US7966809B2 (en) | Single-piece hybrid rocket motor | |
| CN106948877B (zh) | 航空燃气螺管转子发动机 | |
| US10247104B2 (en) | Oxygen enhanced pneumatic starting | |
| US3124933A (en) | Leroy stram | |
| RU2383764C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| US11067036B2 (en) | Combustor and jet engine having the same | |
| RU2325544C2 (ru) | Интегральный ракетно-прямоточный двигатель (ирпдт) | |
| RU2313683C1 (ru) | Реактивный двигатель | |
| CN208169627U (zh) | 一种爆炸式阀门、叶轮动力装置和发动机 | |
| Götz et al. | Application of non-toxic propellants for future launch vehicles | |
| CN109611215A (zh) | 一种可快速起动的燃气发生装置 | |
| US20050279083A1 (en) | Folded detonation initiator for constant volume combustion device | |
| GB585343A (en) | Combustion chambers of internal-combustion turbine plant | |
| RU2438033C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива | |
| RU2372513C1 (ru) | Заглушка сопла ракетного двигателя | |
| US7117797B2 (en) | Pyrotechnic charge structure | |
| KR102103794B1 (ko) | 멀티엔진을 갖는 항공기의 자연환기구조 | |
| KR101063793B1 (ko) | 추진기관 | |
| KR102449276B1 (ko) | 고고도 연소시험용 2단 펄스 추진기관 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20190801 |