Осесимметричное сопло ракетного двигателя



Осесимметричное сопло ракетного двигателя
Осесимметричное сопло ракетного двигателя
Осесимметричное сопло ракетного двигателя
Осесимметричное сопло ракетного двигателя

 


Владельцы патента RU 2531161:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

Изобретение относится к области ракетной техники. В сверхзвуковой части осесимметричного сопла ракетного двигателя установлена вставка, которая имеет длину, выходной диаметр и степень расширения, меньшие, чем соответствующие геометрические параметры стенки сверхзвуковой части сопла. Вставка занимает два установочных положения - примыкает к стенке сверхзвуковой части сопла при полете в плотных слоях атмосферы и размещается вне области аэродинамической интерференции с задней кромкой стенки при полете в разреженной атмосфере. В положении, предназначенном для полета в разреженной атмосфере, передняя кромка вставки примыкает к поверхности, которая ограничивает возмущения, достигающие стенки, и касательная к образующей которой, проходящая через кромку выходного сечения сопла, направлена под углом к касательной к образующей стенки в выходном сечении, где М - местное число Маха около стенки в выходном сечении сопла. Технический результат - увеличение тяги сопла при заданных габаритах. 4 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к ракетным двигателям, и может быть использовано при разработке и создании осесимметричного сопла с внутренней вставкой, имеющего улучшенные массово-энергетические характеристики, а именно увеличенную тягу при заданных габаритах.

Развитие ракетной техники требует разработки оптимальных сопл двигательных установок, обеспечивающих максимальную тягу. В соплах осуществляется разгон газового потока и создается значительная часть тягового усилия двигателя. Как газодинамическое устройство, сопло работает с максимальной эффективностью в ограниченном диапазоне изменения определяющих параметров. Максимально возможная тяга двигателя с соплом Лаваля реализуется на расчетном режиме, при условии равенства статического давления на срезе сопла давлению в окружающей среде. В выходном сечении создается параллельный поток с одним и тем же значением скорости в любой точке. На нерасчетном режиме течение в сопле характеризуется образованием интенсивной волновой структуры, что приводит к потере тяги.

Основные недостатки сопл Лаваля связаны с их большими габаритами. Для аэродинамических труб требование к однородности потока в рабочей части является важнейшим. Поэтому используются сопла с плавным расширением, которые имеют большую длину. Напротив, для ракет предпочтительно уменьшение длины и веса сопла. Предложения по сокращению габаритов особенно актуальны при полетах на больших высотах. На малых высотах двигатель работает с перерасширением и высокое давление в окружающей среде приводит к образованию скачков уплотнения в сверхзвуковой части сопла. В результате часть сопла не участвует в создании тяги и оказывается бесполезной. На больших высотах с низким атмосферным давлением реализуется недорасширение струи. Длина сопла оказывается недостаточной для обеспечения расчетного режима истечения струи. Выбор степени расширения в сопле делается на основе компромисса между увеличением габаритов и веса сопла, с одной стороны, и увеличением тяги - с другой.

Известны сопловые насадки, в которых для снижения веса двигателя могут использоваться композиционные материалы (см. патент РФ №2266424, МПК F02K 9/97, F02K 1/80, дата публикации 20.01.2005 г.). По сравнению с металлическими сплавами плотность композиционного материала значительно меньше, что позволяет изготовить сопловой насадок, имеющий или большую длину для увеличения тяги, или меньшую массу. Применение композиционного материала типа "углерод-углерод", "углерод-керамика" исключает необходимость дополнительного охлаждения насадка. К недостаткам таких сопл можно отнести их большие габариты.

Для повышения эффективности работы двигателя предложены различные способы регулирования высотности сопла. Например, сопло с удаляемой вставкой, щелевое сопло, сопло с выдвижным насадком и т.д.

Известны сопла с внутренними удаляемыми одной или несколькими вставками (см. Г.Б. Синярев, М.В. Добровольский. Жидкостные ракетные двигатели. Теория и проектирование. М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1957 г.; патент США №3237402, МПК, дата публикации 01.03.1966 г.). Использование внутреннего сопла-вставки уменьшает геометрическую степень расширения сопла и не допускает отрыва потока от его стенки при работе двигателя при высоком атмосферном давлении. При достижении заданной высоты вставка удаляется, и сопло начинает работать при большей степени расширения. Недостатком является необходимость обеспечения безопасного отделения вставки.

Известно сопло с внешним насадком (см. патент РФ №2353791, МПК F02K 9/97, F02K 1/09, дата приоритета 29.10.2007 г.). Сопловой насадок содержит секции, выдвигаемые на режиме полета при низком атмосферном давлении. Таким образом достигается увеличение степени расширения струи и увеличение тяги. К недостаткам таких сопл относятся их большие габариты.

Известны сопла ракетного двигателя (см. патент США №3469787, МПК, дата публикации и патент РФ №2322607, МПК F02K 9/97, дата публикации 10.12.2005 г.), в которых выполнены кольцевые щели. По мере увеличения высоты полета щели поочередно закрываются заслонками, что повышает эффективность работы сопла на различных высотах. Недостатки таких сопл связаны с нарушением гладкости поверхности стенки сопла.

Наиболее близким из известных технических решений, принятым за прототип, является жидкостный ракетный двигатель (см. патент РФ на изобретение №2391549, МПК F02K 9/97, дата публикации 10.06.2010 г.), содержащий осесимметричное сопло с сопловой вставкой. Стенка сверхзвуковой части сопла ограничена плоскостями, одна из которых проходит через критическое сечение круглой формы, а другая - через кромку выходного сечения сопла. Вставка представляет собой профилированную оболочку, длина, выходной диаметр и степень расширения которой меньше, чем соответствующие геометрические параметры стенки сверхзвуковой части основного сопла. В этом случае обеспечиваются два режима работы сопла. На начальном этапе полета ускорение потока происходит во вставке, что обеспечивает более низкую степень расширения с давлением на срезе вставки, близким к давлению окружающей среды. Вставка изготавливается из композиционного материала и не требует дополнительного охлаждения. На заключительном этапе полета, при достижении определенной высоты вставка удаляется и поток расширяется по всему соплу, обеспечивая уменьшение давления в выходном сечении. Таким образом, достигается высокая эффективность работы сопла в широком диапазоне изменения высоты полета.

К недостаткам таких сопл можно отнести то, что при полете на больших высотах реализуется режим с недорасширением струи. Габаритные ограничения не позволяют создать максимально возможную тягу сопла. В выходном сечении сопла газодинамические параметры течения изменяются по радиальной координате, в направлении от оси симметрии к кромке.

Отмеченная особенность, неучтенная при разработке прототипа, свидетельствует о возможности дополнительного увеличения тяги.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является разработка сопла ракетного двигателя, имеющего увеличенную тягу при заданных габаритах.

Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что используется сопло с внутренней сопловой вставкой, которая выполнена неудаляемой. Сопловая вставка выполнена в виде осесимметричной профилированной оболочки, длина, выходной диаметр и степень расширения которой меньше, чем соответствующие геометрические параметры стенки сверхзвуковой части сопла, ограниченной плоскостями, одна из которых проходит через критическое сечение круглой формы, а другая - через кромку выходного сечения сопла. Сопловая вставка выполнена с возможностью ее перестановки вдоль оси сопла. На режиме полета в плотных слоях атмосферы передняя кромка вставки примыкает к стенке сверхзвуковой части сопла вблизи критического сечения. При полете в разреженной атмосфере вставка размещается вне области аэродинамической интерференции с кромкой выходного сечения сопла. В этом случае передняя кромка вставки примыкает к поверхности, которая ограничивает возмущения, достигающие стенки сопла. Угол между касательными к образующим данной поверхности и стенки сопла, проходящим через кромку стенки в выходном сечении, равен , где М - местное число Маха около стенки в выходном сечении сопла. Таким образом, на режиме полета в плотных слоях атмосферы вставка устанавливается вблизи критического сечения и обеспечивает расширение струи, а при полете в разреженной атмосфере размещается около выходного сечения и создает дополнительную тягу в результате отклонения струи.

Изобретение поясняется чертежами.

На фиг.1 и 2 показана сверхзвуковая часть сопла со вставкой. Распределение числа Маха в продольном сечении сопла показано на фиг.3. На фиг.4 представлено сопоставление тяговых характеристик для различных вариантов геометрии сопла.

Основными конструктивными элементами осесимметричного сопла являются стенка 5 сверхзвуковой части 1 сопла, которая ограничена критическим сечением 2 и выходным сечением 3, имеющими круглую форму и перпендикулярными к оси симметрии 4, и сопловая вставка 7, длина, выходной диаметр и степень расширения которой меньше, чем соответствующие геометрические параметры стенки 5 сверхзвуковой части 1 (фиг.1 и 2). Стенка 5 имеет кромку 6, расположенную в выходном сечении 3 сопла. Сопловая вставка 7 имеет два установочных положения. В первом положении вставка 7 примыкает передней кромкой 8 к стенке 5 вблизи критического сечения 2 (фиг.1). Второе положение вставки 7 соответствует условию исчезновения ее влияния на течение около стенки 5 сопла (фиг.2). В этом случае вставка 7 находится за поверхностью 9, ограничивающей возмущения к кромке 6 стенки 5.

На фиг.1 показано продольное сечение сверхзвуковой части 1 сопла со вставкой 7, установленной в первое положение, соответствующее условиям полета в плотных слоях атмосферы. При полете в разреженной атмосфере вставка 7 переставляется во второе положение, которое отвечает условию отсутствия аэродинамической интерференции с кромкой 6 и, следовательно, устраняет влияние вставки 7 на течение около стенки 5 (фиг.2). Поверхность 9, ограничивающая область аэродинамической интерференции кромки 6 имеет осесимметричную форму с вершиной, лежащей на оси 4. Касательная 10 к образующей поверхности 9, проходящая через кромку 6 выходного

сечения 3, направлена под углом касательной 11 к образующей стенки 5 в выходном сечении 3. Здесь М - местное число Маха вблизи стенки 5 в выходном сечении 3 сопла. Для получения наибольшего прироста тяги передняя кромка 8 вставки 7 примыкает к поверхности 9.

Работа сопла происходит следующим образом. При полете в плотных слоях атмосферы расширение струи, вытекающей через критическое сечение 2, происходит по вставке 7, занимающей первое положение. Вставка 7 имеет длину, диаметр выходного сечения и степень расширения, меньшие по сравнению с соответствующими геометрическими параметрами стенки 5, и обеспечивает благоприятные условия работы сопла при высоких значениях давления в окружающей среде. На расчетной высоте полета вставка 7 переставляется во второе положение. Расширение вытекающей через критическое сечение 2 струи происходит по стенке 5, на которой реализуется направленная по оси симметрии 4 реактивная тяга. Увеличение степени расширения создает благоприятные условия работы сопла при низких значениях давления в окружающей среде. Вставка 7 находится вне области аэродинамической интерференции с кромкой 6 стенки 5 и, в свою очередь, дает увеличение тяги на режиме недорасширения в результате отклонения струи в области выходного сечения.

Работоспособность такого сопла подтверждается расчетными исследованиями. Течение в сверхзвуковой части 1 сопла исследовано в рамках системы уравнений Эйлера. Выполнено интегрирование сил давления по поверхности стенки 5 и вставки 7. Рассмотрен случай, когда вставка 7 имеет срединную поверхность, совпадающую с поверхностью усеченного конуса, и параболический профиль с относительной толщиной 0.5%. Получены оценки прироста тяги для степени расширения стенки 5 составляющей d2/d1=4.3 и 7.0 (здесь степень расширения определяется как отношение диаметра d2 в выходном сечении 3 сопла к диаметру d1 в критическом сечении 2 сопла). Исследованы сопла, имеющие стенку 5 сверхзвуковой части с конической образующей и с оптимизированной образующей, спрофилированной на получение максимальной тяги (см. Таковицкий С.А. Оптимальные сверхзвуковые сопла, имеющие степенную образующую // Известия РАН. МЖГ. №1. 2009).

На фиг.3 для сопла со вставкой 7, установленной во второе положение, представлено продольное сечение поля течения в сопле в виде линий равных значений числа Маха. Изомахи даны с шагом 0.5, ближайшая к критическому сечению линия соответствует числу Маха М=1.5. Течение в сопле имеет сложную структуру. В центральной части потока располагается протяженная область пониженного давления, ограниченная фронтом висячего скачка уплотнения. Область влияния вставки 7 ограничена поверхностями скачков уплотнения 12 (с внутренней стороны вставки 7) и волн разрежения 13 (с внешней стороны вставки 7). Волны разрежения 13, образующиеся при обтекании вставки 7, не попадают на стенку 5, что свидетельствует об отсутствии аэродинамической интерференции. В результате увеличения давления на внутренней поверхности и уменьшения давления на внешней поверхности вставки 7 создается дополнительная тяга.

Реактивная тяга сопла включает две составляющие. Постоянная составляющая I реактивной тяги связана с импульсом потока в критическом сечении 2. Вторая составляющая реактивной тяги - аэродинамическая сила F, действующая на поверхность стенки 5 расширяющейся части сопла и на вставку 7. Для оценки эффективности сопла по тяговым характеристикам принят безразмерный параметр F1=F/I, определяемый как отношение двух составляющих реактивной тяги. На фиг.4 дано сопоставление тяговых характеристик идеальных сопл, сопл без вставок и сопл со вставками. По оси абсцисс отложена величина d1/d2, обратная степени расширения сопла (см. выше). Сопла с конической образующей уступают соплам с криволинейной образующей по реактивной тяге. В свою очередь, оптимизированные сопла не обеспечивают получение максимально возможной идеальной тяги вследствие ограничений на внешние габариты. Для достижения идеальной тяги сопла требуется примерно двукратное увеличение длины. Применение вставки 7 позволяет увеличить тягу. Наибольший относительный прирост по параметру F1 достигается у сопл с конической стенкой 5 - около 3%.

Таким образом, технический результат увеличения тяги достигается благодаря наличию отличительных признаков предлагаемого технического решения, заключающихся в использовании сопловой вставки, которая выполнена неудаляемой и имеющей два установочных положения. В первом положении, на режиме полета в плотных слоях атмосферы, вставка обеспечивает расширение струи. При полете в разреженной атмосфере вставка занимает положение, при котором отсутствует ее влияние на обтекание стенки сопла и создается дополнительная тяга за счет отклонения струи.

Предложенное техническое решение может найти применение при создании двухрежимного сопла ракетного двигателя с улучшенными тяговыми характеристиками.

Осесимметричное сопло ракетного двигателя, содержащее стенку сверхзвуковой части сопла, ограниченную плоскостями, одна из которых проходит через критическое сечение круглой формы, а другая - через кромку выходного сечения сопла, и сопловую вставку в виде осесимметричной профилированной оболочки, длина, выходной диаметр и степень расширения которой меньше, чем соответствующие геометрические параметры стенки сверхзвуковой части сопла, отличающееся тем, что сопловая вставка выполнена с возможностью ее перестановки вдоль оси сопла из положения, предназначенного для полета в плотных слоях атмосферы, в котором передняя кромка вставки примыкает к стенке сверхзвуковой части сопла вблизи критического сечения, в положение, предназначенное для полета в разреженной атмосфере, в котором вставка расположена вне области аэродинамической интерференции с кромкой выходного сечения сопла так, что ее передняя кромка примыкает к поверхности, которая ограничивает возмущения, достигающие стенки, и касательная к образующей которой, проходящая через кромку выходного сечения сопла, направлена под углом к касательной к образующей стенки в выходном сечении, где М - местное число Маха около стенки в выходном сечении сопла.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к области ракетных двигателей твердого топлива со стабилизацией тяги в условиях различных начальных температур окружающей среды и разброса параметров топлива.

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.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке и изготовлении сопел камер сгорания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке заглушек сопел ракетных двигателей, время работы которых составляет десять и менее секунд.

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.

Изобретение относится к средствам создания тяги и может быть использовано в реактивных двигателях (РД). Двигательное устройство содержит корпус, конусообразную камеру сгорания, выхлопную трубу, два пружинных клапана между выхлопной трубой и камерой сгорания, блок управления с гидравлическими выходами. Изобретение позволяет увеличить надежность работы РД без уменьшения скорости. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления сопла жидкостного ракетного двигателя оживальной формы. Сопло состоит из нескольких автономных трапецеидальных секторов оживальной формы, соединенных в осевом направлении. Формообразование оживального профиля пакета внутренней и наружной стенок каждого сектора выполняют взрывом, на наружной поверхности внутренней стенки каждого сектора фрезерованием выполняют пазы переменной ширины с образованием ребер каналов охлаждения, каждую внутреннюю стенку сектора оживального профиля накрывают отформованной тонкостенной наружной стенкой и соединяют их, после чего проводят гидропневмоиспытания секторов, затем их торцы подвергают механической обработке и секторы сваривают продольными профильными швами в готовое сопло с последующим неразрушающим контролем сварных швов и гидропневмоиспытанием секторов. Изготовить сопло жидкостного ракетного двигателя можно по другому варианту из нескольких плоских трапецеидальных секторов. При этом фрезерование пазов в каждом секторе и их соединение выполняют в плоском виде. Формообразование оживального профиля сопла выполняют штамповкой взрывом или разжимными пуансонами. Соединение наружной и внутренней стенок осуществляют пайкой или лазерной сваркой. Количество секторов определяют шириной листа заготовки и диаметром сопла. Сварку секторов между собой выполняют лазерной или электронно-лучевой сваркой. Изобретение обеспечивает получение прочной и надежной конструкции крупногабаритного сопла оживальной формы независимо от габаритов, изготовление которой не требует уникального оборудования и значительных капитальных вложений. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в конструкции жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) с турбонасосной системой подачи топлива, выполненного по схеме без дожигания с радиационно-охлаждаемым насадком сопла камеры. ЖРД включает турбонасосный агрегат (ТНА) 1, газогенератор 2, выхлопной тракт турбины ТНА 3, камеру сгорания 4 с радиационно-охлаждаемым насадком сопла 5 и коллектором 6 на сопле камеры сгорания 4, сообщенным с выхлопным трактом 3, при этом вокруг радиационно-охлаждаемого насадка 5 выполнен кожух 7, коллектор 6 расположен в зоне стыка радиационно-охлаждаемого насадка 7 и регенеративно-охлаждаемой части сопла камеры 4 и сообщен с входом в кольцевую полость, образованную кожухом 7 и стенкой радиационно-охлаждаемого насадка 7, выход которой сообщен с расположенным вокруг радиационно-охлаждаемого насадка 7 кольцевым сверхзвуковым соплом 8. При этом в качестве материала кожуха 7 может быть использована плотная термостойкая ткань. Изобретение обеспечивает повышение надежности двигателя и увеличение удельного импульса. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной твердотопливной техники и может быть использовано в конструкциях поворотных сопл из композиционных материалов. Корпус раструба поворотного сопла из композиционных материалов содержит оболочку в виде усеченного конуса с двумя присоединительными фланцами у большого и малого оснований, а также силовой шпангоут с закладными деталями для взаимодействия с механизмами поворота сопла. Оболочка в зоне установки шпангоута выполнена с кольцевым поясом с торцовой поверхностью, фиксирующей положение шпангоута в осевом направлении, и объединена со шпангоутом в неразъемную конструкцию с образованием кольцевого пространства между наружной поверхностью пояса и внутренней поверхностью шпангоута. В кольцевое пространство встроены закладные детали, взаимодействующие с механизмами поворота сопла. Боковая поверхность шпангоута со стороны большого основания оболочки выполнена с усиленным кольцевым ребром, образованным перегибом ткани вокруг введенного в его конструкцию жесткого диска из материала, совместимого с материалом шпангоута, и оформлена как фланец для встраивания корпуса в систему составных частей сопла. Изобретение позволяет повысить надежность раструба поворотного сопла, а также снизить его массу и трудоемкость изготовления. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для использования в ракетных двигателях твердого топлива реактивных снарядов систем залпового огня. Сопло ракетного двигателя содержит корпус, дозвуковую и сверхзвуковую части сопла, а также герметизирующее-пусковое устройство с форсажной трубкой и опорой. В форсажной трубке перпендикулярно ее оси на расстоянии от выходного сечения установлен на жестких установочных элементах плоский турбулизатор. Продольные оси установочных элементов расположены в плоскостях, проходящих через ось форсажной трубки. Плоский турбулизатор выполнен с одним или несколькими отверстиями, а на его передней торцевой поверхности закреплена накладка из материала с низкой температурой абляции. Изобретение позволяет снизить разброс внутрибаллистических параметров ракетного двигателя твердого топлива в период выхода на режим. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании ракетного двигателя с раздвижным соплом. Сопло ракетного двигателя содержит раструб и складной насадок, образованный лепестками, кинематически связанными с раструбом механизмом раздвижки, обеспечивающим перевод лепестков из сложенного положения в рабочее. Образующая лепестка в сложенном положении, проведенная через плоскость его симметрии, параллельна образующей раструба, проведенной через эту же плоскость. Другое изобретение группы относится к механизму раздвижки указанного выше сопла ракетного двигателя, содержащему элементы кинематической связи лепестков с раструбом сопла, образующие пантографы, связывающие соседние лепестки друг с другом. Каждый пантограф содержит продольную балку, связанную с каждым из двух соседних лепестков двумя шарнирно закрепленными планками, а каждый лепесток связан с раструбом направляющими элементами. Группа изобретений позволяет упростить конструкцию сопла и механизма его раздвижки, уменьшить массу конструкции и повысить ее надежность. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области ракетостроения, а именно к способам повышения тяги ракетного двигателя, и может быть использовано для увеличения тяги ракетных и авиационных двигателей. Способ увеличения тяги сверхзвукового сопла ракетного двигателя включает вдув внешней среды во внутреннюю полость сопла через систему отверстий и взаимодействие его с рабочим телом. Вдув внешней среды во внутреннюю полость сопла осуществляют в режиме перерасширения при давлении ра<рн, а выдув рабочего тела из внутренней полости сопла вовне в донную область в режиме недорасширения при давлении ра>рн через концевую часть сопла, выполненную из высокотемпературного газопроницаемого материала с открытой пористостью. В качестве высокопористого проницаемого ячеистого материала используют углерод-углеродный композиционный материал, либо керамический композиционный материал, либо жаропрочный металлический сплав, либо волокнистый и канально-трубчатый материал. Изобретение позволяет повысить средний по траектории полета удельный импульс ракетного двигателя, а также обеспечить равномерность вдува и выдува рабочего тела и регулирование высотных характеристик ракетного сопла в режиме перерасширения при давлении ра<рн и недорасширения при давлении ра>рн. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.
Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании сопел ракетных двигателей, в частности при разработке конструкции сопел жидкостных ракетных двигателей, имеющих радиационно охлаждаемый сопловой насадок. Сопло ракетного двигателя имеет контур в форме аксиально сдвоенного колокола с изломом контурной линии между двумя колокольными формами. Излом контура сопла ракетного двигателя выполнен в виде дуги окружности, начало и конец которой определяется точками ее касания контуров первой и второй колокольных форм. Контур второй колокольной формы спрофилирован по кривой второго порядка с углом наклона к оси симметрии ракетного сопла в точке конца излома контура ракетного сопла, большим, чем увеличенный на 8° угол наклона контура первой колокольной формы к оси симметрии ракетного сопла в точке начала излома контура. Изобретение позволяет снизить температуру стенки концевой части сопла ракетного двигателя при минимальном снижении эффективного удельного импульса тяги. 1 ил.

Изобретение относится к боеприпасам, а именно к конструкции ракетных частей реактивных снарядов. Ракетная часть реактивного снаряда содержит корпус, дно и хвостовой блок. На внутренней поверхности выходного конуса хвостового блока размещено устройство закрутки, выполненное в виде лопаток переменного сечения. Лопатки расположены с интервалом 0,65-0,75 диаметра критического сечения сопла, а высота лопаток составляет 0,08-0,1 калибра ракетной части. Лопатки переменного сечения выполнены из материала, обеспечивающего их выгорание к концу активного участка. Изобретение позволяет снизить величину технического рассеивания. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Техническое решение относится к ракетным двигательным установкам, для работы которых используется горючее и окислитель, и может быть использовано при создании сопл жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). Сопло камеры жидкостного реактивного двигателя содержит наружную и внутреннюю оболочки, образующие тракт охлаждения, сообщенный через подколлекторное кольцо с коллектором подвода охладителя, размещенным на наружной оболочке, коллектор включает два диаметрально расположенных патрубка и, как минимум, одну поперечную перегородку, установленную на равном угловом удалении от осей патрубков. Эта перегородка перекрывает в % 80-90 площади поперечного сечения коллектора с образованием зазора между перегородкой и подколлекторным кольцом. Кроме того, сопло камеры жидкостного реактивного двигателя снабжено коллектором отвода охладителя с тремя равнорасположенными по окружности патрубками отвода охладителя. Изобретение обеспечивает повышение надежности работы сопла за счет равномерности распределения расхода охладителя по каналам тракта охлаждения, а также и уменьшение габаритов и веса коллекторов подвода и отвода охладителя. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх