Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа



Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа
Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа

 


Владельцы патента RU 2511800:

Открытое акционерное общество "ЭКА" (RU)
Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU)

При создании сопла двигательной установки создают внешний поток газов из первичных сопел многокамерной двигательной установки с центральным телом на первой ступени ракеты-носителя и внутренний поток газов из первичных сопел жидкостных ракетных двигателей, выполненных по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом. Ось симметрии тарельчатого сопла совпадает с осью симметрии центрального тела. Нижнюю кромку единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещают с нижней кромкой центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя. Другое изобретение группы относится к составному сопловому блоку многокамерной двигательной установки, включающему первичные сопла и центральное тело в хвостовой части первой ступени ракеты-носителя и первичные сопла многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом. Единое тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени ракеты-носителя вложено во внутреннюю полость центрального тела. Ось симметрии тарельчатого сопла совпадает с осью симметрии центрального тела. Нижняя кромка единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещена с нижней кромкой центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя. Группа изобретений позволяет повысить удельный импульс двигательной установки. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 17 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к жидкостным ракетным двигателям (ЖРД), выполненным по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, и может быть использовано при создании или модернизации маршевых многокамерных двигательных установок (ДУ) с центральным телом (ЦТ) для улучшения высотных характеристик ЖРД (повышения среднего по траектории удельного импульса) каждой из ДУ первой и второй ступеней, параллельно расположенных в хвостовых отсеках двухступенчатых ракет-носителей (РН), например собранных по конструктивно-компоновочной схеме типа «пакет».

Известны ДУ РН с аэродинамическими соплами (английское название aerospike engine), показанные на фигурах 5, 6, 7 и 8. Известные аэродинамические сопла оснащены ЦТ в виде конуса (фиг. 1), имеющего круглую форму (круглый штырь) или плоскую форму (плоский штырь) [1, 3-9]. Наиболее полный обзор конструкций различных аэродинамических сопел ЖРД США представлен в статье [6]. К ним относятся плоские и осесимметричные сопла с ЦТ (фиг. 5 и 6) с наклонной («прикрытой») обечайкой, ультракороткие кольцевые сопла с ЦТ и с потоком в минимальном сечении, направленным к оси симметрии, а также тарельчатые сопла (фиг. 7 и 8) со звуковым потоком, направленным от оси симметрии. Практический интерес к проектам таких сопел обусловлен их авторегулируемостью. Авторегулируемость аэродинамических сопел обеспечивается автоматическим уменьшением интенсивности пучка волн разрежения (характеристик) 16 на фиг. 11-13, возникающих при обтекании обечайки.

Известные аэродинамические сопла (штыревые сопла), представленные на фиг. 1, 5 и 6, а также тарельчатые сопла на фиг. 7 и 8 обладают свойством авторегулируемости. Разгон потока в этих соплах происходит в пучках волн разрежения (характеристик) с центрами на кромке тарели в тарельчатом сопле или на внешней кромке первичного сопла при наличии штыря [8, 9].

Для создания внешнего сверхзвукового потока газов в известных ДУ с ЦТ [8, 9] используют первичные камеры сгорания ЖРД с укороченными соплами Лаваля (фиг. 2 и 3) [6], которые располагают под углом к оси ЦТ по кольцу верхней кромки круглого ЦТ или по двум линиям верхней кромки плоского ЦТ (фиг. 6) [2].

С целью уменьшения общих продольных размеров конструкции РН и многокамерной ДУ с ЦТ используют известный способ укорочения первичного спрофилированного ЦТ (фиг. 1) до 30% от длины первичного спрофилированного ЦТ (фиг. 5). Этот способ приводит к потере удельного импульса до 15% [1, 2]. Для частичной компенсации потерь удельного импульса в донную область укороченного ЦТ в известных способах создания аэродинамического сопла осуществляют подачу дозвукового потока выхлопных газов из турбонасосного агрегата (ТНА), например в ЖРД J-2T-250k США [8].

Известный способ создания потока выхлопных газов ТНА в донной области укороченного ЦТ в ДУ J-2T-250k США (проект Rocketdyne, 1967, в статье [8]) принимаем в качестве аналога предлагаемого изобретения «Способ…». Недостаток этого способа заключается в том, что он не обеспечивает необходимый расход газа для компенсации потери удельного импульса аэродинамического сопла при больших размерах ЦТ многокамерных ДУ РН среднего, тяжелого и сверхтяжелого класса (например, в проектах США по созданию многокамерных ДУ с ЦТ для РН сверхтяжелого класса типа РН «Нова» [5]). Кроме того, при использовании в многокамерных ДУ первой ступени РН более мощных ЖРД, выполненных по закрытой схеме с дожиганием выхлопных газов ТНА в камерах сгорания ЖРД, известный в аналогах США способ подачи дозвукового потока выхлопных газов из ТНА в донную область укороченного ЦТ не может быть реализован. Например, известный способ не может быть реализован в многокамерной ДУ первой ступени РН типа «Атлас-5» тяжелого класса, оснащенной 16 камерами сгорания в составе 8 двухкамерных ЖРД РД-180, выполненных по закрытой схеме с дожиганием выхлопных газов ТНА, расположенными по внешнему периметру хвостового отсека пакета блоков первой ступени вокруг четырехкамерной ДУ ЖРД РД-0120 второй ступени РН. Следовательно, для мощных ЖРД, имеющих большую тягу и большое давление в камере сгорания, известная схема аналога США неприемлема, т.к. не может обеспечить расход выхлопных газов в донную область укороченного ЦТ для компенсации потерь удельного импульса в результате укорочения ЦТ.

При больших поперечных размерах укороченного ЦТ при работе многокамерной ДУ с расположением первичных камер сгорания по периметру ЦТ на первой ступени РН приводит к возникновению на днище ЦТ замкнутых объемов, где вследствие эжекции газа из донной области истекающими потоками газа ДУ первой ступени создается отрицательное давление, что приводит к потере общей тяги многокамерного ДУ [2, 4].

Целью настоящего изобретения является улучшение высотной характеристики (повышение среднего по траектории полета удельного импульса) многокамерной ДУ первой и второй ступени РН с ЖРД, выполненными по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа двухступенчатой РН с параллельным расположением ступеней (блоков первой и второй ступеней с единой многокамерной ДУ).

Цель изобретения достигается тем, что во внутреннюю полость укороченного ЦТ 3 (фиг. 6, 9-17) многокамерной ДУ с ЖРД 14, выполненными по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа с укороченными соплами Лаваля первичных камер сгорания 7, расположенных в верхней части по периметру укороченного ЦТ 3 на первой ступени РН, помещают единое тарельчатое сопло 6 ЖРД 18 ДУ второй ступени РН.

Для создания предложенного аэродинамического сопла двигательной установки в виде составного соплового блока осуществляют создание внешнего потока газов из первичных укороченных сопел Лаваля многокамерной двигательной установки с укороченным центральным телом на первой ступени ракеты-носителя и внутреннего потока газов из внутренней полости центрального тела. При этом согласно изобретению подачу внутреннего сверхзвукового потока газов осуществляют из первичных укороченных сопел Лаваля жидкостных ракетных двигателей, выполненных по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела. Нижнюю кромку единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещают с нижней кромкой укороченного центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя.

Предложенный составной сопловой блок многокамерной двигательной установки включает первичные укороченные сопла Лаваля с укороченным центральным телом в хвостовой части первой ступени ракеты-носителя и первичные укороченные сопла Лаваля многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом. При этом согласно изобретению единое тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени ракеты-носителя вложено во внутреннюю полость укороченного центрального тела, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела. Нижняя кромка единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещена с нижней кромкой укороченного центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя.

Предпочтительно внутренняя полость укороченного центрального тела выполнена в профиле плоского или круглого штыря. При этом единое тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени ракеты-носителя может быть оснащено линейной или кольцевой камерой сгорания.

Сущность изобретения «Способ…» и составной сопловой блок для осуществления способа поясняется рисунками на фиг. 1-17.

На фиг. 1 представлено продольное сечение первичного спрофилированного ЦТ ДУ первой ступени РН.

На фиг. 2 представлено продольное сечение первичного спрофилированного круглого сопла Лаваля ДУ первой ступени РН.

На фиг. 3 представлено продольное сечение укороченного сопла до 30% от длины первичного спрофилированного сопла Лаваля ДУ первой ступени РН на фиг. 2.

На фиг. 4 представлено продольное сечение укороченного сопла до 30% от длины первичного спрофилированного сопла Лаваля ДУ второй ступени РН.

На фиг. 5 представлено продольное сечение ЦТ, укороченного до 30% от длины первичного спрофилированного ЦТ на фиг. 1.

На фиг. 6 представлено продольное сечение укороченного ЦТ с укороченными первичными соплами Лаваля многокамерной ДУ с ЖРД, выполненными по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа первой ступени РН, расположенными под углом к оси ЦТ, где L - длина укороченного ЦТ первой ступени РН.

На фиг. 7 представлено продольное сечение тарельчатого сопла ДУ второй ступени РН с кольцевым или линейным соплом (кольцевым или линейным штырём).

На фиг. 8 представлено продольное сечение тарельчатого сопла многокамерной ДУ второй ступени РН с единым кольцевым или линейным соплом.

На фиг. 9 представлен пример конструкции составного соплового блока с тарельчатым соплом 6 однокамерного ЖРД в ДУ второй ступени РН 2 с параллельным расположением первой 1 и второй ступеней РН 2 с кольцевой (или линейной) камерой сгорания для осуществления изобретения «Способ…», где изображены: топливный бак первой ступени РН 1; топливный бак второй ступени РН 2; укороченное ЦТ 3 первой ступени РН 1; внутренняя полость 4 укороченного ЦТ 3; донная часть 5 укороченного ЦТ 3; тарельчатое сопло 6 однокамерного ЖРД в ДУ второй ступени РН 2; первичное укороченное сопло ЖРД 7 в многокамерной ДУ 14 первой ступени РН 1.

На фиг. 10 представлен пример конструкции составного соплового блока с единым тарельчатым соплом 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН 2 с параллельным расположением первой 1 и второй 2 ступеней РН для осуществления изобретения «Способ…», где изображены: топливный бак первой ступени РН 1; топливный бак второй ступени РН 2; укороченное ЦТ 3 первой ступени РН 1; внутренняя полость 4 укороченного ЦТ 3; донная часть 5 укороченного ЦТ 3; единое тарельчатое сопло 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН 2; первичное укороченное сопло 7 ЖРД 14 в многокамерной ДУ первой ступени РН 1.

На фиг. 11-13 представлены три рисунка, иллюстрирующие процесс авторегулирования в сопловом блоке предлагаемого изобретения «Способ…» по траектории полета РН в атмосфере с набором высоты полета до нескольких десятков километров и частью траектории на высотах около 100 км и выше, где давление окружающей среды приближается к вакууму.

Для примера осуществления авторегулирования аэродинамических сопел с использованием предложенного составного соплового блока на фиг. 11-13 изображено изменение поперечных размеров и формы потоков газа, истекающих из первичных укороченных сопел Лаваля 7 многокамерной ДУ 14 с укороченным ЦТ 3 первой ступени РН 1 и внутреннего потока газов из внутренней полости ЦТ 3 для трех значений давления окружающей среды (Ph) на срезе укороченных первичных сопел 7 ЖРД по траектории полета при подъеме от уровня моря до высоты более 40 км, при котором атмосферное давление Ph уменьшается от 1 до 0,003 бар:

на фиг. 11 показано изображение формы и поперечных размеров потока газов с момента старта РН (Ph = 1 бар) и на малых высотах полета РН;

на фиг. 12 - на средних высотах полета РН (Ph = 0,5 бар);

на фиг. 13 - на больших высотах (Ph < 0,003 бар), на высотном этапе работы соплового блока в пустоте (при подъеме от уровня моря до высоты более 40 км).

Изображение формы и поперечных размеров потоков газов фиг. 11-13, истекающих из составного соплового блока на различных высотах полета РН, содержит: топливный бак первой ступени РН 1; топливный бак второй ступени РН 2; укороченное ЦТ 3; внутреннюю полость 4 укороченного ЦТ 3; донную часть 5 укороченного ЦТ 3; первичные укороченные сопла камер сгорания 7 ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН 1; основной внешний поток газа 8, истекающего из камер сгорания первичных сопел 7 ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН 1; внутренний поток выхлопных газов 9 за нижним срезом кромки укороченного ЦТ 3, истекающий из камер сгорания единого тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН 2; внутреннюю границу свободной струи внутреннего кольцевого потока газов 10, истекающего из первичных камер сгорания тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН 2; дозвуковое возвратное течение 11; внешнюю границу 12 свободной струи внешнего потока газов, истекающего из камер сгорания первичных сопел 7 ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН 1; внутреннюю границу свободной струи внешнего потока газов 13; камеры сгорания ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН 1; начало внутреннего потока донного газа 15 из первичных камер сгорания единого тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН 2; пучки волн разрежения (характеристики) 16 с центрами на внешних кромках укороченных первичных сопел 7 многокамерной ДУ 14 и камер сгорания ЖРД многокамерной ДУ 18; скачки уплотнения 17 и волны сжатия 19.

На фиг. 14 - 17 представлены примеры конструкций различных видов предлагаемого составного соплового блока с использованием для осуществления изобретения «Способ…» укороченного ЦТ 3, имеющего круглую форму (круглый штырь на фиг. 14, 15, 17) или плоскую форму (плоский штырь на фиг. 16).

На фиг. 14 показан общий вид сбоку на составной сопловой блок многокамерной ДУ и укороченное ЦТ 3 с круглым штырем первой ступени РН и вложенным в его внутреннюю полость единым тарельчатым соплом 6 многокамерной ДУ 18 второй ступени РН, где изображены: укороченное ЦТ 3 первой ступени РН (круглый штырь), где L - длина укороченного ЦТ; внутренняя полость 4 укороченного ЦТ 3; донная часть 5 укороченного ЦТ 3; единое тарельчатое сопло 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН; камеры сгорания 7 с укороченными первичными соплами ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН; камеры сгорания с укороченными первичными соплами ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН.

На фиг. 15 показан вид А на составной сопловой блок с круглым штырем на фиг. 13, где изображены: укороченное ЦТ 3 первой ступени РН; донная часть 5 укороченного ЦТ 3; нижняя кромка внутренней полости 4 укороченного ЦТ 3 и единого тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН; камеры сгорания с укороченными первичными соплами 7 ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН; единое тарельчатое сопло 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН; камеры сгорания с укороченными первичными соплами ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН.

На фиг. 16 показан общий вид на составной сопловой блок с плоским штырем многокамерной ДУ и укороченное ЦТ 3 плоской формы первой ступени РН с вложенным в его внутреннюю полость единым тарельчатым соплом 6 ЖРД плоской формы многокамерной ДУ 18 второй ступени РН, где изображены: укороченное ЦТ 3 плоской формы первой ступени РН; нижняя кромка донной части 5 внутренней полости укороченного ЦТ 3 плоской формы и плоского тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН; донная часть 5 укороченного ЦТ 3 плоской формы; плоское единое тарельчатое сопло 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН; камеры сгорания с укороченными первичными соплами 7 ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН, линейно расположенные по двум симметричным линиям двух верхних кромок укороченного ЦТ 3 плоской формы; камеры сгорания с укороченными первичными соплами ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН, линейно расположенные в верхней части единого плоского тарельчатого сопла 6 по двум линиям симметрично оси укороченного ЦТ 3 плоской формы первой ступени РН.

На фиг. 17 показан общий вид на составной сопловой блок с круглым штырем многокамерной ДУ и укороченное ЦТ 3 круглой формы первой ступени РН с вложенным в его внутреннюю полость единым тарельчатым соплом 6 ЖРД круглой формы многокамерной ДУ 18 второй ступени РН, где изображены: укороченное ЦТ 3 круглой формы первой ступени РН; нижняя кромка внутренней полости укороченного ЦТ 3 круглой формы и круглого единого тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН; донная часть 5 укороченного ЦТ 3 круглой формы; круглое единое тарельчатое сопло 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН; камеры сгорания с укороченными первичными соплами 7 ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН, расположенные по кольцу верхней кромки укороченного ЦТ 3 круглой формы; расположенные по кольцу камеры сгорания с укороченными первичными соплами ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН.

Способ создания аэродинамического сопла в виде составного соплового блока со штырем многокамерной ДУ и укороченным ЦТ 3 первой ступени РН с вложенным в его внутреннюю полость единым тарельчатым соплом 6 многокамерной ДУ второй ступени РН осуществляют следующим образом:

1 - спрофилированное ЦТ 3 многокамерной ДУ первой ступени РН (фиг. 1) укорачивают до 30% от первичной длины ЦТ (фиг. 5);

2 - во внутреннюю полость 4 укороченного ЦТ 3 многокамерной ДУ 14 первой ступени РН 1 (фиг. 9) помещают единое тарельчатое сопло 6 (фиг. 8) ДУ второй ступени РН 2;

3 - нижнюю кромку единого тарельчатого сопла 6 ДУ второй ступени РН 2 совмещают с нижней кромкой в донной части 5 укороченного ЦТ 3 многокамерной ДУ первой ступени РН 1 (фиг. 9);

4 - создают основной внешний поток газов 8 на фиг. 11 из первичных укороченных сопел Лаваля 7 камер сгорания ЖРД многокамерной ДУ 14 с укороченным ЦТ 3 первой ступени РН 1 и внутренний поток газов 9 из единого тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН 2;

5 - обеспечивают расчетный режим авторегулирования при разгоне внешнего 8 и внутреннего потоков газов 9 в составном сопловом блоке с укороченным ЦТ 3 на фиг. 11 - 13 следующим образом:

5.1 - создают изменяемые по форме и направлению потоки газов с внешней границей 12 и внутренней границей 13 свободной струи основного внешнего потока газов 8, истекающего из камер сгорания первичных сопел 7 ЖРД многокамерной ДУ 14 первой ступени РН 1;

5.2 - создают изменяемый по форме и направлению внутренний поток выхлопных газов 9 за нижним срезом кромки укороченного ЦТ 3, истекающий из камер сгорания единого тарельчатого сопла 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН 2, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного ЦТ 3 первой ступени РН 1;

5.3 - обеспечивают создание дозвукового возвратного течения 11 атмосферного воздуха в донной части 5 ЦТ 3 внутри кольцевого потока выхлопных газов 9 на фиг. 11 и 12;

5.4 - обеспечивают расчетный режим авторегулируемости соплового блока автоматическим уменьшением интенсивности пучка волн разрежения (характеристик) 16 на фиг. 11-13.

Составной сопловой блок для осуществления «Способа…» содержит следующие элементы конструкции:

1. Первичные укороченные сопла Лаваля 7 с укороченным ЦТ 3 в хвостовой части первой ступени РН 1 и первичные укороченные сопла Лаваля многокамерной ДУ второй ступени РН 2 с единым тарельчатым соплом 6 ЖРД, выполненными по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, показанные на фиг. 10-17.

2. Единое тарельчатое сопло 6 ДУ второй ступени РН, вложенное во внутреннюю полость 4 укороченного ЦТ 3, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного ЦТ 3, показанное на фиг. 9-17.

3. Укороченное ЦТ 3, показанное на фиг. 6 и 9-17, выполненное в двух вариантах:

первый вариант устройства, когда внутренняя полость и внешняя поверхность укороченного ЦТ 3 выполнены в профиле плоского штыря на фиг. 16;

второй вариант устройства, когда внутренняя полость и внешняя поверхность укороченного ЦТ 3 выполнены в профиле круглого штыря на фиг. 14, 15 и 17.

4. Единое тарельчатое сопло 6 ЖРД ДУ второй ступени РН 2, показанное на фиг. 9, выполненное в двух вариантах:

первый вариант устройства, когда единое тарельчатое сопло 6 ЖРД ДУ 18 второй ступени РН оснащено двумя линейными камерами сгорания ЖРД, симметрично расположенными внутри полости плоского укороченного ЦТ 3 (плоского штыря);

второй вариант устройства, когда единое тарельчатое сопло 6 ЖРД ДУ второй ступени РН оснащено одной кольцевой камерой сгорания ЖРД, симметрично расположенной внутри полости круглого укороченного ЦТ 3 (круглого штыря).

5. Единое тарельчатое сопло 6 ЖРД ДУ второй ступени РН 2 показанное на фиг. 10, 13 - 16, выполнено в двух вариантах:

первый вариант устройства, когда единое тарельчатое сопло 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН оснащено несколькими камерами сгорания ЖРД, симметрично расположенными по двум линиям внутри полости плоского укороченного ЦТ 3 (плоского штыря на фиг. 16);

второй вариант устройства, когда единое тарельчатое сопло 6 ЖРД многокамерной ДУ 18 второй ступени РН оснащено несколькими камерами сгорания ЖРД, симметрично расположенными по кольцу внутри полости круглого укороченного ЦТ 3 (круглого штыря на фиг. 14, 15 и 17).

Использование указанной совокупности отличительных признаков, приводящих к повышению среднего по траектории полета РН удельного импульса ДУ первой и второй ступени РН с многокамерными ЖРД, выполненным по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа в других технических решениях не известно, и изобретение отвечает критерию «существенные отличия».

Применение изобретения «Способ…» и составного соплового блока для осуществления способа в ракетной технике позволяет:

1. Улучшить за счет авторегулирования двух сверхзвуковых потоков газов (внешнего потока 8 вокруг укороченного ЦТ 3 и внутреннего потока 9 из единого тарельчатого сопла 6) высотные характеристики (повысить средний по траектории удельный импульс) ЖРД, выполненных по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа каждой из многокамерных ДУ РН с параллельным расположением первой и второй ступеней (блоков первой и второй ступеней с единым сопловым блоком многокамерной ДУ) на этапе их совместной работы в полете РН.

2. Уменьшить потери общей тяги многокамерных ДУ при больших поперечных размерах РН с параллельным расположением первой и второй ступеней (например, собранных по схеме «пакет») за счет уменьшения замкнутых объемов в хвостовой части РН и на днище укороченного ЦТ, где вследствие эжекции газа из донной области истекающими потоками газа ДУ первой ступени создается отрицательное давление. Например, если предложить реализовать изобретение в проектах создания перспективных РН тяжелого и сверхтяжелого класса типа «Енисей» и «Русь-МТ» (Россия) и «Атлас-5» (США), а ранее в 1975 г. - в проекте РН сверхтяжелого класса «Вулкан» (СССР), выполненных по схеме «пакет» с параллельным расположением нескольких боковых блоков первой и центрального блока второй ступеней.

3. Уменьшить общую стоимость создания единого соплового блока и двух многокамерных ДУ первой и второй ступеней РН за счет использования при проектировании первой и второй ступеней РН тяжелого и сверхтяжелого класса уже существующих автономных ЖРД, ранее разработанных по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа для оснащения РН легкого класса. Например, если предложить реализовать изобретение в проекте создания РН «Атлас-5», для чего использовать 16 укороченных камер сгорания в составе 8 двухкамерных доработанных ЖРД РД-180, выполненных по закрытой схеме, с дожиганием выхлопных газов ТНА, ранее разработанных ОАО «НПО Энергомаш имени академика В. П. Глушко», для оснащения РН легкого класса «Атлас-3». При этом на второй ступени РН «Атлас-5» можно предложить использовать многокамерные ДУ второй ступеней РН единое тарельчатое сопло.

Источники информации

1. Б.И.Каторгин, Л.Е.Стернин и др. Тяговые характеристики ЖРД со штырьевыми соплами, в сборнике «Труды НПО Энергомаш» №19, 22.05.2001, с. 18-37.

2. А.Н.Крайко, Н.И.Тилляева. Профилирование сопел с центральным телом и определение оптимального направления их первичных потоков // Изв. РАН. МЖГ. 2007. № 2, с. 194-203.

3. Pao Г. Исследование новых типов ракетных сопл // Исследование ракетных двигателей на жидком топливе: Пер. с англ. / Под ред. В.А Ильинского. - М.: Мир. 1964, с. 440-449.

4. Rommel Т., Hagemann G., Schley C.A., Krulle G., Manski D. Plug Nozzle Flow-field Analysis // J. Propulsion and Power. 1997. - Vol. 13. - N. 5, p. 629-634.

5. Энциклопедия Астронавтика, Encyclopedia Astronautica, статья Nova на сайте http://www.astronautix.com/lvs/nova.htm.

6. Обзор конструкций различных аэродинамических сопел ЖРД США, статья на сайте http://www.aerospaceweb.org/design/aerospike/aerospike.shtml.

7. O'Leary R.A., Beck J. E. Nozzle Design статья в журнале Pratt & Whitney Rocketdyne's engineering journal of power technology, 1992, статья на сайте http://www.pwrengineering.com/articles/nozzledesign.htm.

8. Проект ДУ с центральным телом Rocketdyne, Boeing Company, Rocketdyne Division, 1999, статья на сайте http://www.answers.com/topic/ aerospike-engine.

9. Сипола Д. Анализ области внешнего потока круглого штыря аэродинамического сопла, Фигура 7. Аэродинамическая лаборатория John Cipolla AeroRocket, статья на сайте AeroRocket http://www.aerorocket.com/MOC/MOC.html.

1. Способ создания аэродинамического сопла двигательной установки в виде составного соплового блока, включающий создание внешнего потока газов из первичных укороченных сопел Лаваля многокамерной двигательной установки с укороченным центральным телом на первой ступени ракеты-носителя и внутреннего потока газов из внутренней полости центрального тела, отличающийся тем, что подачу внутреннего сверхзвукового потока газов осуществляют из первичных укороченных сопел Лаваля жидкостных ракетных двигателей, выполненных по закрытой схеме с дожиганием газогенераторного газа, многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела, а нижнюю кромку единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещают с нижней кромкой укороченного центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя.

2. Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки, включающей первичные укороченные сопла Лаваля с укороченным центральным телом в хвостовой части первой ступени ракеты-носителя и первичные укороченные сопла Лаваля многокамерной двигательной установки второй ступени ракеты-носителя с единым тарельчатым соплом, отличающийся тем, что единое тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени ракеты-носителя вложено во внутреннюю полость укороченного центрального тела, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного центрального тела, а нижняя кромка единого тарельчатого сопла двигательной установки второй ступени ракеты-носителя совмещена с нижней кромкой укороченного центрального тела многокамерной двигательной установки первой ступени ракеты-носителя.

3. Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки по п.2, отличающийся тем, что имеет внутреннюю полость укороченного центрального тела, которая выполнена в профиле плоского штыря.

4. Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки по п.2, отличающийся тем, что имеет внутреннюю полость укороченного центрального тела, которая выполнена в профиле круглого штыря.

5. Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки по п.3, отличающийся тем, что имеет единое тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени ракеты-носителя, которое оснащено линейной камерой сгорания.

6. Составной сопловой блок многокамерной двигательной установки по п.4, отличающийся тем, что имеет единое тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени ракеты-носителя, которое оснащено кольцевой камерой сгорания.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к твердотопливным и гибридным ракетным двигателям. Ракетный двигатель содержит корпус и реактивное сопло.

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании раздвижных сопел твердотопливных ракетных двигателей высотных ступеней ракет. .

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к конструкциям сопел летательных аппаратов, и может быть использовано для сопловых блоков летательных аппаратов, в которых устанавливаются заглушки, служащие для защиты внутренней полости летательного аппарата.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к технологии изготовления сопел с эластичным опорным шарниром. .

Изобретение относится к ракетной технике. .

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении заглушки для сопла ракетного двигателя. .

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении заглушки сопела ракетного двигателя, стартующего из пускового контейнера с помощью порохового аккумулятора давления.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании соплового блока ракетного двигателя твердого топлива. .

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопла переменной степени расширения в твердотопливном двигателе. Сопло переменной степени расширения содержит частично утопленную стационарную часть раструба, складываемую часть раструба, а также стабилизатор раскладывания панелей. Складываемая часть раструба выполнена из продольных панелей, шарнирно соединенных со стационарной частью. Панели выполнены двухзвенными, а стабилизатор раскладывания панелей выполнен в виде выходного участка раструба, шарнирно соединенного с панелями второго звена. Относительная длина стационарной части раструба сопла составляет 0,23÷0,30, относительная длина панелей первого звена 0,39÷0,46, относительная длина панелей второго звена 0,18÷0,23, а относительная длина стабилизатора 0,08÷0,13. Изобретение позволяет уменьшить габариты сопла и снизить его массу. 2 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке заглушек сопел ракетных двигателей, время работы которых составляет десять и менее секунд. Заглушка сопла ракетного двигателя выполнена в виде сферической мембраны и закреплена на дозвуковой части сопла. Со стороны критического сечения сопла на поверхности сферической мембраны выполнены кольцевое ослабленное сечение и примыкающие к нему на периферии радиально расположенные проточки. Диаметр окружности кольцевого ослабленного сечения составляет 0,93-0,97 диаметра критического сечения сопла. Толщина мембраны в радиально расположенных проточках выполнена равной 1,5-1,8 толщины мембраны в кольцевом ослабленном сечении. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя за счет исключения нерасчетного повышения давления в процессе его запуска и работы. 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при проектировании ракетных двигателей твердого топлива, их систем управления и стабилизации. Управляющий ракетный двигатель содержит корпус и расположенные с возможностью осевого перемещения газоходы, имеющие сопло на одном конце и упор с торцом на другом. На каждом из газоходов выполнен паз с ответным ему выступом корпуса. Газоходы скреплены между собой разрывным элементом, а расстояние между их торцами определяется из соотношения, защищаемого настоящим изобретением. Изобретение позволяет повысить надежность ракетного двигателя за счет снижения вероятности заклинивания газоходов, а также снизить нагрузку на двигатель при запуске. 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для охлаждения сверхзвуковой части сопла жидкостных ракетных двигателей. Задачей предлагаемого изобретения является создание работоспособного на переходных и стационарных режимах работы устройства охлаждения сверхзвуковой части сопла с низким уровнем давления охладителя (Рохл<<Рк), что должно обеспечить возможность создания высокоэкономичных ЖРД с повышенным давлением в камере, с одновременным упрощением изготовления сопел и повышением их надежности. Решение поставленной задачи достигается тем, что в контуре циркуляции теплоносителя на магистрали, соединяющей выход тракта охлаждения сверхзвуковой части сопла с входом турбины, установлен обратный клапан, а бак теплоносителя с клапаном присоединен к этой магистрали на участке между обратным клапаном и турбиной. Кроме этого, на участке магистрали между выходом тракта охлаждения сверхзвуковой части сопла и обратным клапаном подключен выхлопной патрубок с клапаном или ресивер. Изобретение позволяет повысить надежность двигателя и снизить его стоимость при одновременном обеспечении высокой экономичности. 2 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Сопло камеры жидкостного ракетного двигателя содержит наружную и огневую оболочки с каналами охлаждения между ними, образованными двутавровыми проставками, на которых размещены турбулизаторы потока. Полки двутавровых проставок выполнены переменной ширины за счет выполнения на них чередующихся выборок, при этом турбулизаторы потока образованы указанными чередующимися выборками, выборки на каждой полке двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки на верхней и нижней полках двутавровой проставки выполнены в шахматном порядке, выборки смежных проставок расположены таким образом, что выборки на полках одной проставки располагаются напротив выступов смежной с ним проставки, глубина выборки составляет 25-75% ширины полки, в вертикальных стенках двутавровых проставок выполнены сквозные каналы. Изобретение обеспечивает повышение эффективности теплообмена в каналах. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, в частности к ракетным двигателям с регулированием степени расширения сопла в полете. При работе двигателя в режиме первой ступени степень расширения продуктов сгорания компонентов топлива ограничивают диаметром подвижной внутренней цилиндрической оболочки с торцевой поверхностью, предпочтительно, профилированной, являющейся составной частью профиля сопла, которую размещают в неподвижной оболочке сопла, предпочтительно, в средней ее части, таким образом, что торцевая поверхность подвижной оболочки представляет собой часть профиля неподвижной оболочки. Подвижную оболочку выдвигают по направлению к срезу сопла при работе двигателя на режиме первой ступени и перемещают по направлению к смесительной головке, преимущественно, в исходное состояние, при работе двигателя в режиме второй и последующих ступеней. В жидкостном ракетном двигателе сопло выполнено состоящим из неподвижной оболочки, содержащей как минимум две профилированные последовательно расположенные части, соединенные с камерой и/или элементами конструкции двигателя и установленные с кольцевым зазором по отношению друг к другу, и подвижной оболочки, выполненной в виде полого цилиндра, имеющего возможность осевого перемещения вдоль оси камеры, и размещенной в кольцевом зазоре между частями неподвижной оболочки. Разъем между неподвижной и подвижной оболочками выполнен в сечении, диаметр которого составляет 4,0-5,0 диаметров критического сечения сопла, подвижная оболочка соединена с камерой и/или элементами конструкции двигателя. Изобретение обеспечивает снижение потерь удельного импульса тяги, связанных с недорасширением-перерасширением продуктов сгорания, улучшение массогабаритных характеристик. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке и изготовлении сопел камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Способ изготовления сопла камеры сгорания ЖРД, включающий изготовление наружной и внутренней оболочек, сборку оболочек, пайку, выполнение перепускных отверстий охладителя в одном или нескольких подколлекторных кольцах, сварку одного или нескольких коллекторов с подколлекторными кольцами, согласно изобретению пайку сопла камеры сгорания осуществляют до выполнения перепускных отверстий охладителя в подколлекторных кольцах или при выполнении перепускных отверстий охладителя не на всю толщину стенки подколлекторных колец, затем после пайки в подколлекторных кольцах выполняют перепускные отверстия охладителя на всю толщину стенки подколлекторных колец и приваривают коллекторы с наконечниками к соплу, причем отверстия выполняют механическим или электроэрозионным сверлением. Изобретение обеспечивает повышение качества паяного соединения, а также исключает засорение перепускных отверстий в подколлекторном кольце и пазов охлаждающего тракта. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Герметизирующее-пусковое устройство ракетного двигателя содержит тарель, форсажную трубку, узел крепления и опору. Опора выполнена в виде усеченного конуса с конической частью, прилегающей по торцу к дозвуковой части сопла под углом 80…100 градусов, и плоской частью наружным диаметром 0,2…0,3 максимального диаметра опоры. Между опорой и узлом крепления на форсажной трубке размещена цилиндрическая втулка с максимальным наружным диаметром 0,6…0,8 наружного диаметра плоской части опоры. На конической части опоры выполнены 3…8 симметрично расположенных паза с длиной и шириной 0,03…0,15 максимального диаметра опоры. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя в период выхода на режим. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетных двигателей твердого топлива со стабилизацией тяги в условиях различных начальных температур окружающей среды и разброса параметров топлива. Сопловой блок ракетного двигателя твердого топлива содержит центральное тело и подвижное сопло, установленное в телескопической направляющей. Подвижное сопло жестко соединено с поршнем, расположенным в закрепленном на корпусе цилиндре и разделяющим цилиндр на переднюю и заднюю по ходу движения ракеты рабочие полости. Подвижное сопло и цилиндр соединены механическими пружинами. Рабочие полости соединены с камерой горения двигателя и сообщены с окружающей средой. Канал, соединяющий рабочие полости с камерой сгорания, выполнен в горловине сопла и имеет дроссельные отверстия. С окружающей средой рабочие полости сообщены через дроссели переменного сечения, причем каждый из дросселей переменного сечения передней и задней рабочих полостей выполнен в виде щели на стенке цилиндра и частично перекрыт поршнем. Изобретение позволяет уменьшить массогабаритные показатели соплового блока. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике. Ракетный двигатель с раздвижным диффузором содержит сопло истечения газов, исходящих из камеры сгорания, причем сопло имеет продольную ось (ZZ') и содержит первую часть, определяющую критическое сечение сопла и первую неподвижную секцию (12) диффузора, по меньшей мере одну вторую выдвижную секцию (16) диффузора, сечение которой больше сечения первой неподвижной секции (12) диффузора, и механизм (18) выдвижения второй выдвижной секции (16) диффузора, расположенный снаружи от первой и второй секций (12, 16) диффузора. Экран (102) тепловой защиты встроен между механизмом (18) выдвижения и первой неподвижной секцией (12) диффузора. Экран (102) тепловой защиты содержит выпуклую стенку (104) на стороне, обращенной к первой неподвижной секции (12) диффузора. Изобретение обеспечивает повышение надежности ракетного двигателя с раздвижным диффузором путем снижения влияния теплового излучения от диффузора во время работы ракетного двигателя. 9 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх