Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком



Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком
Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком
Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком
Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком
Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком

 


Владельцы патента RU 2610873:

Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное ГУП "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" (ГНЦ ФГУП "ЦИАМ имени П.И. Баранова") (RU)
Акционерное общество "ЭКА" (RU)
Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" (RU)
ФГУП "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" (ФГУП "ГКНПЦ имени М.В. Хруничева") (RU)
Государственный научный центр Российской Федерации - федеральное ГУП "Исследовательский центр имени М.В. Келдыша" (ГНЦ ФГУП "Центр Келдыша") (RU)

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком, оснащенной ракетными блоками первой и второй ступеней, соединенными и работающими по параллельной схеме, содержащая охлаждаемые камеры жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) первой ступени, расположенные вокруг укороченного центрального тела общего для этих камер штыревого сопла, и камеры сгорания второй ступени, расположенные во внутренней полости этого укороченного центрального тела около их общего круглого тарельчатого сопла, соединенные разъемными узлами силовой связи с разделяемыми ракетными блоками ступеней. Укороченное центральное тело штыревого сопла двигательной установки первой ступени и тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени выполнены в виде единого соплового блока, соосного с продольной осью ракетных блоков первой и второй ступеней. Охлаждаемые камеры ЖРД первой ступени ракеты-носителя имеют сопла Лаваля предварительного расширения с круглым минимальным сечением и прямоугольным выходным сечением, наклоненным относительно оси сопла, и собраны в единый кольцевой пакет с жестким соединением между собой боковых выходных кромок соседних сопел Лаваля предварительного расширения, а центральное тело штыревого сопла начинается от нижних, ближайших к оси компоновки выходных кромок этих сопел. Плоскости выходных сечений сопел предварительного расширения расположены перпендикулярно к продольной оси укороченного центрального тела. Огневая поверхность неохлаждаемого укороченного центрального тела, изготовленного из композиционного материала, спрофилирована как продолжение охлаждаемой огневой поверхности сопла предварительного расширения. Изобретение обеспечивает повышение среднего по траектории полета удельного импульса тяги многокамерных двигательных установок первой и второй ступеней ракетоносителя и уменьшение донного сопротивления этих ступеней. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к ракетно-космической технике и предназначено для использования в конструкциях маршевых многокамерных двигательных установок (ДУ) двухступенчатых ракет-носителей (РН). Более конкретно изобретение относится к компоновкам маршевых многокамерных ДУ двухступенчатых РН среднего, тяжелого и сверхтяжелого классов, у которых ДУ первой и второй ступеней, оснащенные многокамерными жидкостными ракетными двигателями (ЖРД), начинают одновременно работать с момента старта и имеют сопла с авторегулированием степени расширения (т.е. с параллельным расположением ступеней).

Изобретение может быть использовано при создании многоступенчатых РН с маршевыми многокамерными ДУ с центральным телом (ЦТ) для увеличения суммарной тяги ДУ РН за счет улучшения высотных характеристик ДУ (повышения среднего по траектории удельного импульса тяги) при работе первой и второй ступеней, а также для уменьшения донного сопротивления РН на атмосферном участке полета.

Известны проекты компоновок маршевых многокамерных ДУ с соплами камер ЖРД, расположенными по периметру на круглом плоском донном экране ступени РН, а также с ЦТ и авторегулируемыми соплами [1-6, 8-11].

Например, с 1961 года известна одна из первых в США экспериментальных многосопловых компоновок ДУ с общим ЦТ, которая представлена в [1]. Известен ЖРД, содержащий тарельчатое сопло, в полость которого открываются сопла камер с соплом Лаваля [2]. В компоновке ДУ [2] несколько камер с соплом Лаваля установлены вне тарельчатого сопла внутреннего расширения, а полости их сопел открываются в полость тарельчатого сопла, и, таким образом, истекающие потоки продуктов сгорания из круглых сопел расширяются по стенкам тарельчатого сопла.

Известны разработанные в США компоновки маршевых ДУ с ЦТ на первых ступенях РН типа «Нова» [3] и на второй ступени РН «Сатурн-5» (ДУ с маршевым ЖРД J-2T-250k, проект Rocketdyne) [4].

Известны экспериментальные модели маршевой многокамерной ДУ XRS-2200, которые в ходе реализации проекта космоплана НАСА Х-33 с использованием клиновоздушного двигателя до 2001 года испытывались в США в Космическом центре им. Стенниса НАСА [5].

Известна компоновка маршевой многокамерной ДУ первой ступени РН сверхтяжелого класса Н-1 (на блоке «А» с диаметром плоского донного экрана 16,8 м) из тридцати ЖРД НК-33 с обычными соплами Лаваля, расположенными на плоском донном экране вдоль двух концентрических окружностей - 24 по внешней окружности и 6 по внутренней окружности в центре донного экрана [6].

В известных компоновках маршевых многокамерных ДУ на плоских донных экранах ступеней РН в двигателях этих ДУ используются круглые камеры с круглыми соплами, что при отсутствии механизации сопла (т.е. без применения выдвижных сопловых насадков) не позволяет увеличивать степень расширения сопла по мере понижения давления окружающей среды при увеличении высоты полета, соответственно на малых высотах сопла работают с перерасширением потока, а на больших высотах - с недорасширением, что в обоих случаях понижает удельный импульс тяги, а применением выдвижных сопловых насадков понижает надежность ДУ, кроме того, в некоторых случаях применение выдвижных сопловых насадков невозможно из-за слишком плотной компоновки камер. Кроме того, создаваемое эжектирующим действием двигательных струй понижение давления окружающей среды на плоском донном экране создает продольную силу донного сопротивления РН, которая при полете на небольших высотах может достигать 30% от суммарной тяги ДУ.

Известны способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа (патент RU №2511800 от 19.10.2012) [10], который является прототипом предложенной компоновки маршевой многокамерной ДУ многоступенчатой РН. В прототипе реализован способ создания аэродинамического сопла многокамерной ДУ в виде составного соплового блока, включающий создание внешнего потока газов из круглых сопел Лаваля предварительного расширения многокамерной ДУ с ЦТ, укороченным до 30% от длины первичного спрофилированного ЦТ на первой ступени двухступенчатой РН с параллельным расположением ступеней, а также создание внутреннего сверхзвукового потока газов из внутренней полости ЦТ. Подачу внутреннего сверхзвукового потока газов осуществляют из сопел Лаваля предварительного расширения многокамерной ДУ второй ступени РН с общим тарельчатым соплом, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии укороченного ЦТ.

Составной сопловой блок многокамерной ДУ прототипа содержит сопла Лаваля предварительного расширения, расположенные вокруг укороченного ЦТ в кормовой части первой ступени РН и сопла Лаваля предварительного расширения многокамерной ДУ второй ступени РН с общим тарельчатым соплом. Общее тарельчатое сопло ДУ второй ступени РН вложено во внутреннюю полость укороченного ЦТ ДУ первой ступени. ДУ первой и второй ступеней РН содержат жидкостные ракетные двигатели (ЖРД), работающие по замкнутой схеме, т.е. с дожиганием газогенераторного газа в камере сгорания. С использованием теоретических разработок [8-10] прототип предложенной компоновки маршевой многокамерной ДУ многоступенчатой РН в [11] впервые использован в четырех новых компоновках РН с параллельным расположением ступеней (патент RU №2532445 от 13.03.2013) [12].

Недостаток конструкции известного составного соплового блока прототипа [11], а также ранее разработанных компоновок маршевых многокамерных ДУ [1-4] заключается в том, что расположенные по внешней круглой образующей ЦТ сопла Лаваля предварительного расширения не создают сплошной кольцевой поток выхлопных газов. Наличие промежутков между соседними этими соплами, расположенными вокруг ЦТ, приводит к дополнительным потерям удельного импульса тяги из-за того, что в полете в плотных слоях атмосферы на ЦТ появляются участки, омываемые атмосферным воздухом, эжектируемым истекающими из этих сопел и омывающими ЦТ двигательными струями, соответственно увеличивается донное сопротивление РН, а в полете в разреженной атмосфере истекающие из этих сопел и омывающие ЦТ двигательные струи расширяются навстречу друг другу и при их взаимодействии появляются скачки сжатия, уменьшающие полное давление двигательных струй, соответственно появляются дополнительные потери удельного импульса тяги.

Целью настоящего изобретения является улучшение высотных характеристик (повышение среднего по траектории полета удельного импульса тяги) многокамерных ДУ первой и второй ступеней РН и уменьшение донного сопротивления этих ступеней РН, имеющих большой диаметр (10 и более метров).

Цель изобретения достигается тем, что компоновка маршевой многокамерной ДУ двухступенчатой РН с составным сопловым блоком, оснащенной ракетными блоками первой и второй ступеней, соединенными и работающими по параллельной схеме, содержит охлаждаемые камеры ЖРД двигательной установки первой ступени, расположенные вокруг укороченного ЦТ общего для этих камер штыревого сопла, и камеры сгорания второй ступени, расположенные во внутренней полости этого укороченного центрального тела около их общего круглого тарельчатого сопла, соединенные разъемными узлами силовой связи с разделяемыми ракетными блоками ступеней таким образом, что укороченное ЦТ штыревого сопла ДУ первой ступени и тарельчатое сопло ДУ второй ступени выполнены в виде единого соплового блока, соосного с продольной осью ракетных блоков первой и второй ступеней, а охлаждаемые камеры ЖРД ДУ первой ступени ракеты-носителя имеют сопла Лаваля предварительного расширения с круглым минимальным сечением и прямоугольным выходным сечением, наклоненным относительно оси сопла, и собраны в единый кольцевой пакет с жестким соединением между собой боковых выходных кромок соседних сопел Лаваля предварительного расширения, а центральное тело штыревого сопла начинается от нижних ближайших к оси компоновки выходных кромок этих сопел. При этом плоскости выходных сечений сопел предварительного расширения расположены перпендикулярно к продольной оси укороченного центрального тела, а огневая поверхность неохлаждаемого укороченного ЦТ, изготовленного из композиционного материала, спрофилирована как продолжение охлаждаемой огневой поверхности сопла предварительного расширения.

Охлаждаемые камеры сгорания двигательной установки первой ступени РН 1 оснащены соплами Лаваля предварительного расширения с круглыми минимальными сечениями и прямоугольными выходными сечениями, наклоненными относительно оси этих сопел, и собраны в единый кольцевой пакет с жестким соединением между собой боковых выходных кромок соседних сопел Лаваля предварительного расширения, так что образуется составное кольцевое сопло предварительного расширения для общего штыревого сопла, создающее сплошное кольцевое течение продуктов сгорания вокруг общего неохлаждаемого укороченного ЦТ, при том что это ЦТ начинается от нижних ближайших к оси компоновки выходных кромок сопел Лаваля предварительного расширения [9].

Предложенная компоновка маршевой многокамерной ДУ двухступенчатой РН с составным сопловым блоком оснащена ракетными блоками первой и второй ступеней, соединенными и работающими по параллельной схеме, и содержит охлаждаемые камеры ЖРД первой ступени, расположенные вокруг укороченного ЦТ общего для этих камер штыревого сопла, и камеры ЖРД второй ступени, расположенные во внутренней полости этого укороченного ЦТ около их общего круглого тарельчатого сопла, соединенные разъемными узлами силовой связи с разделяемыми ракетными блоками. При этом, согласно изобретению, укороченное ЦТ и тарельчатое сопло выполнены в виде единого соплового блока, соосного с продольной осью ракетных блоков первой и второй ступеней. Охлаждаемые камеры ЖРД ДУ первой ступени РН имеют сопла Лаваля предварительного расширения с круглым минимальным сечением и прямоугольным выходным сечением, наклоненным относительно оси сопла, и собраны в единый кольцевой пакет с жестким соединением между собой боковых выходных кромок соседних сопел Лаваля предварительного расширения, а ЦТ начинается от нижних ближайших к оси компоновки выходных кромок этих сопел. Плоскости выходных сечений сопел предварительного расширения, соответственно плоскость образованного этими соплами составного кольцевого сопла предварительного расширения, расположены перпендикулярно к продольной оси укороченного ЦТ. Огневая поверхность неохлаждаемого укороченного ЦТ, изготовленного из композиционного материала и жестко соединенного с соплами предварительного расширения, спрофилирована как продолжение охлаждаемой огневой поверхности сопла предварительного расширения.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1-8.

На фиг. 1-8 представлены: топливные баки ракетных блоков первой ступени РН 1; топливные баки ракетных блоков второй ступени РН 2; укороченное ЦТ 3 первой ступени РН 1 и общее круглое тарельчатое сопло 4 ЖРД многокамерной ДУ второй ступени РН 2; нижняя кромка 5 в донной части укороченного ЦТ 3 и общего тарельчатого сопла 4; сопла камер сгорания ЖРД 6 в многокамерной ДУ второй ступени РН 2; камеры ЖРД с соплами предварительного расширения с круглыми минимальными сечениями и наклонными прямоугольными выходными сечениями 7, образующие единое составное кольцевое сопло предварительного расширения 8 общего штыревого сопла с ЦТ 3 в многокамерной ДУ первой ступени РН 1.

На фиг. 1 представлен вид сбоку на нижнюю часть компоновки маршевых многокамерных ДУ многоступенчатой РН типа «Вулкан» в варианте конструкции, предложенной в качестве примера, которая доработана с использованием предложенного изобретения, содержит соединенные по параллельной схеме цилиндрические ракетные блоки первой 1 и второй 2 ступеней РН.

На фиг. 2 представлен общий вид компоновки модернизированного проекта РН сверхтяжелого класса типа «Вулкан» (фиг. 1), оснащенного многокамерными ЖРД с авторегулируемыми штыревым и тарельчатым соплами, содержащей соединенные и работающие по параллельной схеме цилиндрические ракетные блоки первой 1 и второй 2 ступеней РН. На фиг. 2 показан вид сбоку на разрез конструкции маршевых многокамерных ДУ и баков РН, полученный с помощью фронтальной и профильной секущих плоскостей конструкции баков первой и второй ступеней РН и компоновочной схемы маршевых многокамерных ДУ РН на фиг. 1 и 4.

На фиг. 3 представлен вид сбоку на общую компоновку маршевых многокамерных ДУ перспективной многоступенчатой РН в варианте конструкции, предложенной в качестве примера с камерами ЖРД типа базового РД-191 (РД-151, РД-181) с соплами предварительного расширения с круглыми минимальными сечениями и наклонными прямоугольными выходными сечениями. Показан вид сбоку на разрез конструкции маршевых многокамерных ДУ, полученный с помощью фронтальной и профильной секущих плоскостей конструкции компоновочной схемы маршевых многокамерных ДУ РН на фиг. 1 и 4.

На фиг. 4 представлен вид А (вид снизу) на донную часть компоновки маршевых многокамерных ДУ многоступенчатой РН на фиг. 1, 2 и 3 в виде совмещенной конструкции ЦТ 3 ДУ первой ступени РН 1 и общего тарельчатого сопла 4 ДУ второй ступени РН 2. Камеры сгорания 6 и 7 ДУ первой 1 и второй 2 ступеней установлены симметрично относительно продольной оси РН.

На фиг. 5 представлен общий вид сбоку на предложенную компоновку маршевой многокамерной ДУ.

На фиг. 6 представлен вид А (вид снизу) на донную часть предложенной компоновки маршевой многокамерной Д У на фиг. 5.

На фиг. 7 показан аксонометрический вид предложенной компоновки маршевой многокамерной ДУ на фиг. 3-4.

На фиг. 8 показан аксонометрический вид предложенной компоновки маршевой многокамерной ДУ на фиг. 5-6.

Решение поставленной задачи достигается тем, что:

1. Компоновка маршевой многокамерной ДУ двухступенчатой РН с составным сопловым блоком (фиг. 1-8), оснащенной ракетными блоками первой 1 и второй 2 ступеней, соединенными и работающими по параллельной схеме, содержит охлаждаемые камеры ЖРД ДУ первой ступени 7, расположенные вокруг укороченного ЦТ 3 общего для этих камер штыревого сопла, и камеры ЖРД ДУ второй ступени 6, расположенные во внутренней полости этого укороченного ЦТ 3 около их общего круглого тарельчатого сопла 4, соединенные разъемными узлами силовой связи с разделяемыми ракетными блоками ступеней таким образом, что усеченный конус ЦТ 3 общего штыревого сопла и тарельчатое сопло 4 выполнены в виде единого соплового блока, соосного с продольной осью ракетных блоков первой 1 и второй 2 ступеней. Предложенная компоновка (фиг. 3-8) отличается тем, что охлаждаемые камеры 7 ДУ первой ступени РН 1 с круглыми минимальными сечениями имеют укороченные сопла Лаваля с наклонными прямоугольными выходными сечениями для предварительного расширения потока в общем штыревом сопле и собраны в кольцевой пакет вокруг общего ЦТ, при этом жестко соединены между собой своими боковыми выходившими кромками и образуют своими сегментами составное кольцевое сопло предварительного расширения 8, а общее ЦТ 3 данного штыревого сопла начинается от нижних (ближайших к оси компоновки) выходных кромок этих сопел предварительного расширения.

2. Компоновка маршевой многокамерной ДУ двухступенчатой РН с составным сопловым блоком (фиг. 3-8) по п. 1, отличающаяся тем, что плоскости выходных сечений сопел предварительного расширения 7 расположены перпендикулярно к продольной оси укороченного ЦТ 3.

3. Предложенная компоновка (фиг. 3-8) по п. 1, отличающаяся тем, что огневая поверхность неохлаждаемого укороченного, изготовленного из композиционного материала, ЦТ 3 спрофилирована как продолжение охлаждаемой огневой поверхности сопла предварительного расширения 7.

При этом, согласно изобретению, компоновка маршевой многокамерной ДУ многоступенчатой РН с составным сопловым блоком имеет следующие особенности.

1 - огневая поверхность неохлаждаемого укороченного ЦТ 3 (фиг. 2-4) профилируется как продолжение охлаждаемой огневой поверхности сопла предварительного расширения 7, а полное ЦТ 3 штыревого сопла укорачивают до 30% от его первичной длины, а сопло предварительного расширения 7 профилируется с плавным переходом от круглого минимального сечения к прямоугольному выходному сечению [9];

2 - во внутренней полости укороченного ЦТ 3 многокамерной ДУ первой ступени РН 1 располагается общее тарельчатое сопло 4 ДУ второй ступени РН 2 (фиг. 3-4);

3 - выходную кромку общего тарельчатого сопла 4 ДУ второй ступени РН 2 совмещают с выходной кромкой укороченного ЦТ 3 многокамерной ДУ первой ступени РН 1 (фиг. 3);

4 - плоскости выходных сечений сопел предварительного расширения 7, соответственно плоскость выходного сечения образованного этими соплами составного кольцевого сопла предварительного расширения 8, располагают перпендикулярно к продольной оси укороченного ЦТ 3 (фиг. 2, 3, 5);

5 - нижнюю (ближайшую к оси компоновки) выходную кромку сопел предварительного расширения 7 жестко соединяют с укороченным ЦТ 3, изготовленным из композиционного материала, при этом исходя из условий эксплуатационной технологичности и удобства транспортирования и обслуживания ДУ эта операция может проводиться непосредственно на стартовом комплексе при подготовке РН к запуску (фиг. 2-8).

Функционирует компоновка многокамерной ДУ многоступенчатой РН с составным сопловым блоком в следующей последовательности.

В исходном положении ДУ в составе РН, заправленной компонентами ракетного топлива (КРТ), находится в вертикальном положении в стартовой системе.

Запуск маршевых многокамерных ДУ ракетных блоков первой 1 и второй 2 ступеней РН осуществляется на месте старта РН одновременно. Предложенная схема запуска обеспечивает максимальную начальную тяговооруженность и наибольшую вероятность успешного старта, так как позволяет прекратить запуск выключением всех двигателей или осуществить повторный пуск в случае, если произойдет аварийное выключение одного из двигателей или будут замечены отклонения в работе ДУ.

ДУ обеспечивает старт РН без удержания на пусковом устройстве. После достижении суммарной тяги ДУ, равной массе РН, начинается подъем РН. При этом продукты сгорания топлива многокамерной ДУ первой ступени РН с укороченным ЦТ 3 истекают из сопел предварительного расширения 7, а продукты сгорания топлива многокамерной ДУ второй ступени РН истекают из общего тарельчатого сопла 4.

На атмосферном участке полета РН авторегулирование степени расширения общего штыревого сопла ДУ первой ступени и общего тарельчатого сопла ДУ второй ступени осуществляется, см. фиг. 1-8, следующим образом: давление окружающей среды поджимает сверхзвуковой поток продуктов сгорания ДУ первой ступени РН к ЦТ, так что давление на ЦТ увеличивается, что предотвращает перерасширение этого потока в этих условиях, кроме того, давление окружающей среды частично проникает через незамкнутую кольцевую сверхзвуковую струю продуктов сгорания ДУ второй ступени РН к центральному телу тарельчатого сопла и поджимает эту струю к основной стенке тарельчатого сопла, что также частично предотвращает перерасширение этого потока в этих условиях.

После начала подъема РН маршевые двигатели типа базового РД-191 (РД-151, РД-181) [13] могут переходить на различные режимы от 70% до 100% номинальной тяги. Эти режимы позволят экономить топливо и обеспечивать увеличение массы выводимого полезного груза [7].

Управление полетом обеспечивается дросселированием симметрично расположенных неподвижных камер ЖРД ДУ первой и второй ступеней. Управляющие моменты по тангажу и рысканию создаются за счет дросселирования и форсирования диаметрально противоположных камер ЖРД. Управление по крену может осуществляться рулевыми двигателями малой тяги, расположенными попарно соплами в разные стороны на раме двигательного отсека РН [7].

Для ограничения скоростного напора на участке полета с работающей первой ступенью РН в зоне прохождения максимального скоростного потока применяется одновременное дросселирование камер сгорания ДУ первой и второй ступеней [7].

В конце работы многокамерной ДУ первой ступени РН выключаются камеры сгорания ЖРД 7 с укороченным ЦТ 3 и ракетные блоки 1 отделяются от второй ступени РН. Многокамерная ДУ второй ступени РН 2 продолжает работу с общим тарельчатым соплом 4, также имеющим свойство авторегулирования степени расширения по высоте [2].

После набора заданной скорости РН производится полное выключение ДУ второй ступени 2.

Применение изобретения в ракетной технике позволяет:

1. Улучшить за счет авторегулирования степени расширения по высоте высотные характеристики (повысить средний по траектории удельный импульс тяги) доработанных базовых ЖРД, например РД-191 (РД-151, РД-181), работающих по замкнутой схеме, т.е. с дожиганием газогенераторного газа в камерах сгорания, каждой из многокамерных ДУ РН с параллельным расположением и работой первой и второй ступеней на этапе их совместной работы в полете РН.

При этом, согласно изобретению, в технологии профилирования сопел предварительного расширения с круглым минимальным сечением и наклонным прямоугольным выходным сечением используется плавный переход от существующего круглого поперечного сечения в сверхзвуковой части сопла к прямоугольной форме выходного сечения.

2. Уменьшить донное сопротивление РН на атмосферном участке полета при больших поперечных размерах РН с параллельным расположением и работой первой и второй ступеней (например, собранных по схеме «пакет») за счет уменьшения создающей это сопротивление донной области.

3. Уменьшить стоимость создания маршевых многокамерных ДУ первой и второй ступеней РН тяжелого и сверхтяжелого класса за счет использования ранее созданных ЖРД, работающих по замкнутой схеме, т.е. с дожиганием газогенераторного газа в камере сгорания, например, РД-191 (РД-151, РД-181) [13] с охлаждаемой огневой стенкой, и неохлаждаемого ЦТ, изготовленного из композиционного материала.

4. Обеспечить возможность многократного использования спасаемых элементов многокамерной ДУ многоразового ракетного блока первой ступени, а именно ЖРД с охлаждаемой огневой стенкой с соплом предварительного расширения за счет использования в предлагаемой конструкции компоновки маршевой многокамерной ДУ одноразового заменяемого неохлаждаемого ЦТ, изготовленного из композиционного материала.

Источники информации

1. Мигдал, Хорган, Чемей. Экспериментальная оценка характеристик многосопельной компоновки с общим центральным телом. Доклад на конференции ARS по реактивным двигателям. 13 февраля 1961. Пер. с английского. Ракетная техника и космонавтика, №7, 1964 (AIAA Journal, v. 2, No 7, 1964).

2. Васильев А.П. и др. Под общей редакцией Кудрявцева В.М. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. М., Высшая школа, 1967, 670 стр. , рис. Х22, стр. 342.

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

4. O'Leary R.A., Beck J.Е., 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.

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

6. Гудилин В.E., Слабкий Л.И., Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы), Глава 3. Ракетно-космические комплексы. Ракетно-космический комплекс Н1-Л3, Москва, 1996 статья на сайте http://www.buran.ru/htm/gud%2019.htm.

7. Губанов Б.И., «Триумф и трагедия «Энергии». Размышления главного конструктора, Н.Новгород, изд. НИЭР, 1998, на сайте http://www.buran.ru/htm/gubanov.htm.

8. Каторгин Б.И., Иванов В.К, Киселев А.С., Клепиков И.А., Стернин Л.Е. Тяговые характеристики ЖРД со штырьевыми соплами. Труды НПО Энергомаш. М., №19, 2001. С. 18-37.

9. Чванов В.К., Левочкин П.С., Стернин Л.Е., Старков В.К., Денисов А.Э., Ширшов В.Е., Юрьев В.Ю. Использование сопел с центральным телом в компоновочных схемах многокамерных двигательных установок ракет-носителей. Труды НПО Энергомаш. М., №31, 2015.

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

11. Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа (патент RU №2511800), 19.10.2012.

12. Компоновка многоступенчатой ракеты-носителя (патент RU №2532445), 13.03.2013.

13. Жидкостный ракетный двигатель РД-191. Основные параметры двигателя РД-191 на сайте ОАО «НПО Энергомаш им. В.П. Глушко» http://www.npoem.ru/dejatelnost/engines/rd191/.

1. Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком, оснащенной ракетными блоками первой и второй ступеней, соединенными и работающими по параллельной схеме, содержащая охлаждаемые камеры ЖРД двигательной установки первой ступени, расположенные вокруг укороченного центрального тела общего для этих камер штыревого сопла, и камеры сгорания второй ступени, расположенные во внутренней полости этого укороченного центрального тела около их общего круглого тарельчатого сопла, соединенные разъемными узлами силовой связи с разделяемыми ракетными блоками ступеней таким образом, что укороченное центральное тело штыревого сопла двигательной установки первой ступени и тарельчатое сопло двигательной установки второй ступени выполнены в виде единого соплового блока, соосного с продольной осью ракетных блоков первой и второй ступеней, отличающаяся тем, что охлаждаемые камеры ЖРД двигательной установки первой ступени ракеты-носителя имеют сопла Лаваля предварительного расширения с круглым минимальным сечением и прямоугольным выходным сечением, наклоненным относительно оси сопла, и собраны в единый кольцевой пакет с жестким соединением между собой боковых выходных кромок соседних сопел Лаваля предварительного расширения, а центральное тело штыревого сопла начинается от нижних ближайших к оси компоновки выходных кромок этих сопел.

2. Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком по п. 1, отличающаяся тем, что плоскости выходных сечений сопел предварительного расширения расположены перпендикулярно к продольной оси укороченного центрального тела.

3. Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком по п. 1, отличающаяся тем, что огневая поверхность неохлаждаемого укороченного центрального тела, изготовленного из композиционного материала, спрофилирована как продолжение охлаждаемой огневой поверхности сопла предварительного расширения.



 

Похожие патенты:

Сопло ракетного двигателя с механизмом раздвижки, обеспечивающим перевод сопла из сложенного положения в рабочее, содержит раструб и складной насадок, образованный лепестками с элементами кинематической связи лепестков с раструбом.

Изобретение относится к ракетной технике. Раструб сопла ракетного двигателя с тепловой изоляцией выполнен из композиционного материала, который представляет собой армированную углеродными волокнами керамическую матрицу.

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к устройству жидкостного ракетного двигателя с выдвижным соплом. В жидкостном ракетном двигателе исполнительный механизм выполнен в виде двух соосных, с неподвижным соплом и между собой одной неподвижной и другой, выполненной с возможностью вращения относительно неподвижной, обечаек, с расположенными между обечайками подшипниками и узлом ограничения взаимного осевого перемещения вдоль продольной оси сопла, а на второй обечайке, связанной кинематически с приводом вращательного перемещения через кинематический узел, и на наружной части смонтированной с возможностью перемещения части сопла равномерно по окружности расположены цапфы с установленными на их концах сферическими подшипниками, соединенными шатунами.

Развертываемое сопло для ракетного двигателя содержит неподвижную расширяющуюся секцию и подвижную расширяющуюся секцию, которая коаксиальна неподвижной расширяющейся секции и выполнена с возможностью перемещения вдоль неподвижной расширяющейся секции из втянутого положения в развернутое положение.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при изготовлении заглушек для сопел ракетных двигателей на твердом топливе. При изготовлении сферической заглушки выкраивают круговые заготовки из пропитанной связующим стеклоткани, выкладывают из заготовок многослойный пакет на соответствующую конфигурации заглушки матрицу пресс-формы и осуществляют горячее прессование.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при разработке заглушек сопел малогабаритных ракетных двигателей, где необходимо реализовать высокий уровень давления срабатывания заглушки.

Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в космической технике или авиации. Двигатель содержит систему агрегатов формирования и подачи рабочего тела в сопло, при этом сопло имеет входную часть, выполненную в виде полого цилиндра с тангенциальными подводами рабочего тела, расположенными равномерно в поперечной плоскости.

При сборке сопла ракетного двигателя с эластичным опорным шарниром сопло устанавливают вертикально стыковочным фланцем на базовую поверхность стыковочного фланца жесткого основания и сжимают эластичный опорный шарнир с заданным усилием.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к способу изготовления внутренней оболочки сопла камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД). Способ включает ротационное выдавливание оболочки за несколько переходов.

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).
Наверх