FIELD: rocket technology.SUBSTANCE: invention relates to rocket technology, namely to devices designed to regulate the flow rate of gas generation products in ram rocket engines (RRE). The gas generation products flow regulator is located between the gas generator and the afterburning chamber and contains front 1 and rear 2 covers with a heat-protective coating 3 (10), a passage channel 4, offset relative to the longitudinal axis of the regulator in the radial direction and closed with a heat-protective coating 5, the nozzle liner 6 made of composite tungsten-copper pseudoalloy, an electric drive with a gearbox 7, on the shaft 8 of which a mushroom-shaped rotary flap 9, also made of composite tungsten-copper pseudoalloy, is fixed. On the front cover there is a radial groove 11, the geometric dimensions of which are selected by calculation to ensure the minimum area of the passage section with the fully closed rotary flap 9 and a cutout of complex shape 12 in the area of the passage channel 4. The nozzle insert 6 has a flange 13 at the inlet, repeating the shape of the cutout 12, while the front plane of the flange is installed on the same level with the plane of the front cover 1, the flange has a radial groove 14 of the same dimensions as the radial groove 11, and the rear face of the protrusion of the rotary flap 9 rests on the front plane of the flange.EFFECT: invention provides simpler design, better manufacturability reduction in the mass-dimensional characteristics of the flow regulator of gas generation products of the RRE, and also ensures its operability when the condensed phase adherence and optimal mixing of the rocket fuel components in the afterburning chamber.1 cl, 4 dwg

    Изобретение относится к ракетной технике, а именно к устройствам, предназначенным для регулирования расхода продуктов газогенерации в ракетно-прямоточных двигателях (РПД). Регулятор расхода продуктов газогенерации размещается между газогенератором и камерой дожигания и содержит переднюю 1 и заднюю 2 крышки с теплозащитным покрытием 3 (10), проходной канал 4, смещенный относительно продольной оси регулятора в радиальном направлении и закрытый теплозащитным покрытием 5, сопловой вкладыш 6 из композиционного вольфрамомедного псевдосплава, электропривод с редуктором 7, на валу 8 которого закреплена грибовидная поворотная заслонка 9, также выполненная из композиционного вольфрамомедного псевдосплава. На передней крышке имеется радиальная проточка 11, геометрические размеры которой подбираются расчетным путем для обеспечения минимальной площади проходного сечения при полностью закрытой поворотной заслонке 9 и вырез сложной формы 12 в районе проходного канала 4. Сопловой вкладыш 6 имеет на входе фланец 13, повторяющий своей формой вырез 12, при этом передняя плоскость фланца устанавливается на одном уровне с плоскостью передней крышки 1, на фланце имеется радиальная проточка 14 тех же размеров, что и радиальная проточка 11, а задняя грань выступа поворотной заслонки 9 опирается на переднюю плоскость фланца. Изобретение обеспечивает упрощение конструкции, повышение технологичности сборки и снижение массово-габаритных характеристик регулятора расхода продуктов газогенерации РПД, а также обеспечивает его работоспособность при налипании конденсированной фазы и оптимальное смесеобразование компонентов ракетного топлива в камере дожигания. 4 ил.


    Zugriff

    Download


    Exportieren, teilen und zitieren



    Titel :

    FLOW REGULATOR FOR GAS GENERATION PRODUCTS OF A RAM ROCKET ENGINE


    Weitere Titelangaben:

    РЕГУЛЯТОР РАСХОДА ПРОДУКТОВ ГАЗОГЕНЕРАЦИИ РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНОГО ДВИГАТЕЛЯ



    Erscheinungsdatum :

    2021-06-24


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Russisch


    Klassifikation :

    IPC:    F02K JET-PROPULSION PLANTS , Strahltriebwerke / B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT




    ROCKET ENGINE, ROCKET, AND METHOD FOR STARTING ROCKET ENGINE

    KAWAMATA YOSHIHIRO / OBASE KIMIHITO | Europäisches Patentamt | 2016

    Freier Zugriff

    ROCKET ENGINE, ROCKET, AND METHOD FOR STARTING ROCKET ENGINE

    KAWAMATA YOSHIHIRO / OBASE KIMIHITO | Europäisches Patentamt | 2015

    Freier Zugriff