Результат интеллектуальной деятельности: ДОННАЯ ЗАЩИТА ХВОСТОВОГО ОТСЕКА РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для защиты хвостовых отсеков ракет-носителей от газодинамического воздействия струй работающих жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

Известна донная защита хвостового отсека ракеты-носителя (заявка РФ с положительным решением №2011146508 от 16.11.2011, МПК B64G 1/52, B64G 1/40), содержащая неподвижную часть в виде плоского экрана и упругого кольца с радиальными разрезами, закрепленных на раме двигателя, и подвижную часть в виде сферического кольцевого экрана, установленного на поворотной камере сгорания (КС).

Недостатком известного технического решения является недостаточная эффективность тепловой защиты агрегатов хвостового отсека ракеты-носителя из-за возможности образования щелевого зазора при радиальном смещении оси КС относительно оси упругого кольца, так как эти оси не взаимосвязаны, а также существенные массогабаритные характеристики устройства из-за большого диаметра подвижного сферического кольцевого экрана, необходимого для перекрытия зазора между КС и неподвижным упругим кольцом в нулевом положении КС и при ее отклонении на заданный угол управления вектором тяги ракеты-носителя.

Известна донная защита хвостового отсека ракеты носителя (патент №2347725 от 20.11.2006, МПК B64G 1/40, МПК B64G 1/52, прототип), содержащая неподвижный и подвижный сферические кольцевые экраны с кольцевым целевым зазором между ними.

Недостатком известного технического решения является недостаточная эффективность тепловой защиты агрегатов хвостового отсека ракеты-носителя из-за наличия кольцевого щелевого зазора при существенных массогабаритных характеристиках устройства из-за большого диаметра подвижного кольцевого экрана, необходимого для обеспечения перекрытия зазора между КС и неподвижным экраном в нулевом положении КС и при ее отклонении на заданный угол управления вектором тяги ракеты-носителя.

Задачей, на решение которой направлено предлагаемое техническое решение, является повышение эффективности тепловой защиты агрегатов хвостового отсека ракеты-носителя при работе ЖРД и снижение массогабаритных характеристик донной защиты.

Указанная задача решается тем, что в донной защите хвостового отсека ракеты-носителя, содержащей подвижный кольцевой экран со сферической поверхностью, установленный на поворотной КС двигателя ракеты-носителя, и неподвижный сферический экран, согласно изобретению между подвижным и неподвижным экранами установлен, по крайней мере, один промежуточный сферический экран так, что он перекрывает зазор между подвижным и неподвижным экранами при повороте КС, причем сферические поверхности подвижного, неподвижного и промежуточного экранов имеют один центр сфер, который совпадает с центром качания камеры. Кроме того, подвижный, неподвижный, промежуточный экраны имеют упорный буртик.

Указанная совокупность признаков проявляет новые свойства, заключающиеся в том, что благодаря введению промежуточного экрана снижаются массогабаритные характеристики устройства за счет уменьшения внешних диаметров подвижного и неподвижного экранов при сохранении заданного угла отклонения КС. При этом введение большего числа промежуточных экранов позволяет больше уменьшить эти диаметры. Наличие упорных буртиков у подвижного, неподвижного и промежуточного экранов позволяет обеспечить перекрытие зазора между КС и неподвижным экраном донной защиты при любых отклонениях КС в пределах заданного угла отклонения КС, так как упорные буртики не позволяют промежуточному экрану отклониться от нулевого положения больше, чем зазор между КС и неподвижным экраном донной защиты.

Кроме этого выполнение подвижного, неподвижного и промежуточного экранов сферическими с общим центром сфер, совпадающим с центром качания КС, позволит повысить эффективность тепловой защиты агрегатов хвостового отсека ракеты-носителя при работе ЖРД за счет того, что экраны совместно установлены на КС и совместно с КС устанавливаются в отсеке по отношению к донной защите, что дает возможность свободно скользить им относительно друг друга без наличия кольцевого щелевого зазора между ними.

Наличие у экранов упорного буртика повышает их жесткость, что позволит им перемещаться относительно друг друга без заеданий и заклинивания.

Принципиальная схема предлагаемого изобретения представлена на фиг.1, где

1 - донная защита;

2 - хвостовой отсек;

3 - подвижный кольцевой экран;

4 - камера сгорания;

5 - неподвижный сферический экран;

6 - промежуточный сферический экран;

7 - упорный буртик.

Донная защита 1 хвостового отсека 2 ракеты-носителя содержит подвижный кольцевой экран 3 со сферической поверхностью, который установлен на КС 4. На донной защите 1 установлен неподвижный сферический экран 5. Между подвижным 3 и неподвижным 5 экранами установлен промежуточный сферический экран 6, который имеет возможность перемещаться между ними. Все три экрана имеют один центр своих сферических поверхностей, которыми соприкасаются друг с другом, и этот центр совпадает с центром качания КС. Все три экрана имеют упорные буртики 7.

Донная защита 1 хвостового отсека 2 ракеты-носителя работает следующим образом. При отклонении КС 4 подвижный экран 3, установленный на камере сгорания, скользит по промежуточному экрану 6. Упорный буртик 7 подвижного экрана 3, дойдя до соприкосновения с упорным буртиком 7 промежуточного экрана 6, начнет сдвигать промежуточный экран 6. При этом промежуточный экран 6 начнет скользить по неподвижному экрану 5 до соприкосновения своим упорным буртиком с упорным буртиком неподвижного экрана 5, который установлен на донной защите 1 хвостового отсека 2 ракеты-носителя. При соприкосновении упорных буртиков трех экранов КС 4 дойдет до своего крайнего положения. При этом с другой стороны КС промежуточный экран 6 перекрывает увеличенный зазор между подвижным 3 и неподвижным 5 экранами.

Таким образом, промежуточный экран 6 может смещаться между подвижным 3 и неподвижным 5 экранами до соприкосновения с их упорными буртиками 7 и при этом зазор между ними всегда будет перекрыт промежуточным экраном 6.

Таким образом, предложенное техническое решение позволит повысить эффективность тепловой защиты агрегатов, установленных в хвостовом отсеке ракеты-носителя и на самой КС, за счет отсутствия зазоров между экранами, которые, благодаря общему центру их сферических поверхностей, совпадающему с центром качания КС, могут свободно скользить относительно друг друга, и снизить массогабаритные характеристики донной защиты за счет уменьшения внешних диаметров подвижного и неподвижного экранов при сохранении заданного угла отклонения КС.