Выпускное сопло для газообразных продуктов сгорания ракетного двигателя, ракетный двигатель с таким соплом и летательный аппарат с указанным двигателем
Выпускное сопло для газообразных продуктов сгорания ракетного двигателя содержит неподвижную часть, подвижную часть, продолжающую неподвижную часть, а также уплотнительное устройство. Подвижная часть выполнена в виде створок, расположена на выходе неподвижной части и образует удлинение сопла. Уплотнительное устройство расположено между неподвижной частью и подвижной частью и выполнено в виде мягкой мембраны, выдерживающей локальную температуру газообразных продуктов сгорания на выходе сопла и соединяющей конец неподвижной части с бортиком створок, образующих подвижную часть. Мягкая мембрана образует кольцевой патрубок. Уплотнительное устройство оснащено средствами нагнетания отработавших газов турбины турбонасоса на уровне мягкой мембраны между неподвижной частью и подвижной частью, продолжающей указанное сопло. Другие изобретения группы относятся к ракетному двигателю, содержащему указанное выпускное сопло, а также к летательному аппарату, содержащему такой ракетный двигатель. Группа изобретений позволяет снизить потери потока между неподвижной частью и подвижными частями сопла. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 6 ил.
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к выпускному соплу для газообразных продуктов сгорания ракетного двигателя, оснащенному уплотнительным устройством между неподвижной частью и подвижной частью сопла. В частности, изобретение находит свое применение для ракетного двигателя космического летательного аппарата, в частности, такого как воздушно-космический самолет. Подвижная часть выполнена, в частности, в виде поворотных створок сопла. Согласно варианту выполнения изобретения, это устройство объединено с устройством охлаждения расходящейся части сопла.
Уровень техники
Настоящее изобретение является усовершенствованием устройства с поворотными створками, описанного в документе ЕР 2 222 565 А1.
Действительно, известные адаптивные сопла, применяемые на турбинных двигателях, не выполняют на ракетных двигателях в случае космического использования ракетных двигателей, в частности, поскольку давление внешней окружающей среды ниже давления горячих газов, и, если соединение не является герметичным, эти газы проходят через это соединение наружу сопла. Это прохождение создает возмущающие силы, снижающие производительность по причине уменьшения напора выходящего осевого потока и может привести к разрушению термическим потоком или пожаром механизма, приводящего в действие лепестки или створки подвижной части сопла, и/или задней конструкции летательного аппарата. Следовательно, важной задачей является обеспечение герметичности на уровне соединения между подвижной частью и неподвижной частью сопла по отношению к горячим газам, расширяющимся внутри сопла.
Раскрытие изобретения
Настоящее изобретение призвано предложить решение для обеспечения герметичности на уровне сечения, где находится подвижная часть сопла, и его объектом является выпускное сопло для газообразных продуктов сгорания ракетного двигателя, содержащее неподвижную часть и подвижную часть, продолжающую неподвижную часть, при этом указанная подвижная часть, выполненная в виде створок, расположена на выходе неподвижной части и образует удлинение сопла, при этом сопло содержит уплотнительное устройство между неподвижной частью и подвижной частью в виде мягкой мембраны, выдерживающей температуру газообразных продуктов сгорания на выходе сопла и соединяющей конец неподвижной части с бортиком створок или лепестков, образующих подвижную часть, при этом мягкая мембрана образует кольцевой патрубок, при этом устройство оснащено средствами нагнетания газов на уровне мягкой мембраны между неподвижной частью и подвижной частью, продолжающей указанное сопло.
Преимуществом этого решения является, в частности, то, что, во-первых, оно позволяет выполнить подвижные створки, избегая при этом потерь напора между неподвижной частью сопла и подвижными частями, и, во-вторых, ограничивает температуру, действующую на створки и на уплотнительную мембрану.
В этом случае предпочтительно кольцевой патрубок выполнен с возможностью распределения газа по контуру выходного сечения неподвижной части сопла.
Предпочтительно кольцевой патрубок находится напротив шарнира подвижной части.
Мягкая мембрана представляет собой ткань на основе кремнезема, способную постоянно выдерживать температуру не менее 1000°С.
Согласно частному варианту выполнения, барьер содержит керамический изолятор между двумя тканями, одна из которых является тканью из огнеупорного алюмоборосиликатного керамического волокна на горячей стороне, а другая - из арамидных волокон, таких как полипарафенилентерефталамид, на холодной стороне, причем эта последняя ткань предназначена для обеспечения механической прочности изделия.
Объектом изобретения является ракетный двигатель, содержащий сопло с неподвижной частью, подвижной частью и описанным выше уплотнительным устройством, в котором створки расположены вокруг выходного сечения сопла ракетного двигателя в продолжение неподвижной части.
Предпочтительно мягкая мембрана образует кольцевой патрубок для нагнетания отработавших газов турбина турбонасоса ракетного двигателя между неподвижной частью сопла и подвижной частью, продолжающей указанное сопло, при этом давление отработавших газов регулируют таким образом, чтобы оно превышало давление газов на выходе неподвижной части сопла.
Согласно частному варианту выполнения, створки шарнирно соединены со шпангоутом летательного аппарата.
Предпочтительно шпангоут является частью заднего фюзеляжа, в котором установлен ракетный двигатель.
Предпочтительно створки являются подвижными и выполнены с возможностью придания подвижной части:
формы закрытого конуса для обеспечения аэродинамической наружной формы, которая минимизирует лобовое сопротивление хвостовой части летательного аппарата в атмосферном полете при выключенном ракетном двигателе;
формы цилиндра в момент зажигания ракетного двигателя;
формы конической расходящейся части в непрерывном продолжении выходного сечения расходящейся части ракетного двигателя, чтобы способствовать расширению реактивной струи ракетного двигателя.
Раскрыв конуса может меняться в зависимости от увеличения высоты во время полета на ракетном двигателе.
Предпочтительно летательный аппарат содержит механизм поворота створок, выполненный с возможностью обеспечения дифференциального открывания и закрывания различных створок, которые отклоняют реактивную струю ракетного двигателя и создают таким образом составляющую боковой тяги, которая позволяет управлять летательным аппаратом относительно оси продольного наклона и вертикальной оси.
Предпочтительно створки расположены в два ряда с перекрыванием внутренней/наружных поверхностей между смежными створками и с возможностью обеспечения изменения выходного сечения сопла, сохраняя при этом перекрывание, которое минимизирует утечки выходящих газообразных продуктов сгорания.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания не ограничительного примера выполнения изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 - схематичный вид в разрезе сопла согласно первому варианту выполнения изобретения.
Фиг. 2 - схематичный вид в разрезе сопла согласно второму варианту выполнения изобретения.
Фиг. 3 - вид сзади расположения створок в соответствии с изобретением.
Фиг. 4 - схематичный вид в разрезе хвостовой части летательного аппарата, оборудованного ракетным двигателем, оснащенным створками в соответствии с изобретением в положении открывания сопла.
Фиг. 5 - хвостовая часть летательного аппарата, показанная на фиг. 4, со створками, частично закрывающими сопло ракетного двигателя.
Фиг. 6 - хвостовая часть летательного аппарата, показанная на фиг. 4, со створками, полностью закрывающими сопло ракетного двигателя.
Осуществление изобретения
В первую очередь изобретение относится к системе створок, расположенных в виде лепестков вокруг выходного сечения сопла ракетного двигателя и установленных на шпангоуте летательного аппарата, принадлежащем к заднему фюзеляжу, в котором установлен ракетный двигатель.
В рамках настоящего изобретения створки и расходящаяся часть спроектированы традиционно в зависимости от температурных условий и от действующих механических напряжений. Они могут быть выполнены из металлических или керамических материалов, могут быть огнеупорными или могут охлаждаться, например, за счет внутренней циркуляции холодного ракетного топлива.
Изобретение можно применять, в частности, для ракетного двигателя, работающего в цикле газогенератора.
В данном случае система шарнирного соединения подвижных створок или лепестков сопла ракетного двигателя основана на монтаже с шарнирами, электромеханическим приводом и трансмиссионными тягами, которые позволяют ориентировать створки для закрывания или открывания сопла в его подвижной части.
На фиг. 1 в разрезе представлена одна из створок 2, шарнирно установленная при помощи устройства маневрирования, в данном случае представляющего собой тяги 1, 9, рычаги и коромысла 6, 8, которые передают команды от домкратов 110, предназначенные для ориентации створок. Створки соединены со шпангоутом 100, на котором выполнены точки 102, 103 шарнирного соединения для обеспечения поворотных движений створок и для согласования элементов устройства маневрирования.
Устройство, приводимое в действие домкратами 110, соединено со средствами управления летательного аппарата или с вычислительным устройством управления, которое управляет домкратами в зависимости от фаз полета.
Устройство выполнено с возможностью управления каждой створкой отдельно или с возможностью их одновременного управления.
Створка 2 расположена в продолжение неподвижной части 1 сопла ракетного двигателя.
Форма подвижных створок и их кинематика рассчитаны для обеспечения перекрывания внутренней/наружных поверхностей между смежными подвижными элементами, чтобы получать изменение выходного сечения и одновременно минимизировать утечки выходящих газообразных продуктов сгорания. Как показано на фиг. 3, для этого створки 2 расположены в два ряда, при этом боковые края створок 2b первого ряда частично перекрываются створками 2а второго ряда. Перекрывание относительно поверхности створок определяют таким образом, чтобы минимизировать и даже полностью исключить утечки через зазоры между створками на всей протяженности их маневрирования наподобие системы в виде диафрагмы и сохранить при этом разумное число створок с точки зрения сложности управления и массы бортовых устройств управления.
Как показано на фиг. 1, между неподвижной частью 1 сопла и подвижной частью 2 расположены уплотнительные средства. Эти уплотнительные средства выполнены при помощи мягкой мембраны 4 в виде кольцевого патрубка, соединяющего дистальный конец 1а неподвижной части 1 и смежный с этим концом край 21 створок 2, 2а, 2b, образующих подвижную часть.
Именно эта мягкая мембрана, проходящая по контуру соединения между неподвижной частью и подвижной частью и закрепленная со слабым натяжением на этих частях, адаптируется к перемещению створок за счет своей прогибающейся формы или формы в виде сильфона.
Мягкая мембрана представляет собой мягкий термический барьер, выполняемый из керамических материалов, некоторые из которых способны постоянно выдерживать температуры, превышающие 1000°C и даже 1300°C, при этом термический барьер содержит, например, керамический изолятор между двумя тканями, одна из которых является тканым материалом из огнеупорного алюмоборосиликатного волокна (известного под товарным знаком Nextel 440 компании 3М), покрытым отделочным органическим слоем, на горячей стороне, а другая выполнена из арамидных волокон, таких как полипарафенилентерефталамид, известный под товарным знаком Kevlar, на холодной стороне, причем эта последняя ткань предназначена для обеспечения механической прочности изделия.
Крепление мембраны на расходящейся части и створках осуществляют, например, механически при помощи известных способов, в частности, поскольку температура здесь является относительно низкой, от 600 до 1000° максимум.
Например, применяют крепление с использованием крепежных отверстий типа петлиц по краю мягкой мембраны и шпилек на холодных сторонах расходящихся частей, причем эти шпильки закрепляют на месте, например, посредством сварки или пайки, что тоже известно как для металла, так и для керамики.
Шпильки с резьбой на свободном конце вставляют в петлицы мягкой мембраны.
Гайки, завинченные на шпильки, крепят мягкую мембрану.
В случае необходимости, между гайками и мембраной располагают планку с отверстиями для прохождения шпилек, чтобы обеспечить лучшую герметичность между мембраной и расходящейся частью.
Между дистальным концом неподвижной части и смежным краем створок остается пространство в отличие от варианта соединения встык.
Это пространство образует промежуток между неподвижной частью и подвижной частью, который может меняться во время изменений ориентации створок, что позволяет упростить их управление.
Этот промежуток между створками и расходящейся частью составляет несколько миллиметров, например, от 1 до 4 мм, и его стараются минимизировать с учетом зазоров, дифференциальных расширений или других условий на этом уровне расходящейся части.
В этом контексте уплотнительное устройство, образованное мембраной между неподвижной частью сопла и подвижной частью, находится напротив шарнира подвижной части и, таким образом, воспринимает изменения расстояния между неподвижной частью и подвижной частью.
Как показано на фиг. 2, к мембране подходят каналы 5 подачи отработавших газов турбонасоса, показанного на фиг. 4.
Например, турбонасос содержит турбину 52а и насосы 52b, 52с, которые питают ракетный двигатель 10 окислителем из бака 53 через трубки 53а, 53b и горючим из не показанного бака через трубки 54а, 54b.
Согласно примеру, уплотнительное устройство, представляющее собой мягкую мембрану 4, образует кольцевой патрубок нагнетания отработавших газов турбины турбонасоса между неподвижной частью 1 и подвижной частью 2.
Кольцевой патрубок распределяет поток отработавших газов турбины, поступающих через каналы 5, по контуру выходного сечения неподвижного сопла.
Эти газы распространяются в патрубке, образованном мягкой мембраной 4, и равномерно распределяются между неподвижной частью и подвижной частью внутри сопла в соответствии с радиальным распределением.
Мягкая мембрана 4, которая соединяет наружную кромку неподвижной части 1 с каждым бортиком подвижных створок 2, выполнена, например, из ткани на основе кремнезема и/или керамики, выдерживающей очень высокую температуру, как правило, из ткани, которая непрерывно выдерживает температуру 1000°C, при этом ткань имеет толщину, например, не менее 1 мм.
Она предназначена для обеспечения герметичности неподвижной части сопла с подвижной частью и для направления отработавших газов турбины, которые находятся при температуре около 700°C/800°C, в проточный тракт рабочего газа внутри сопла. Без этого охлаждения газы, поступающие на уровень промежутка расходящаяся часть/створки, имели бы температуру около 1500°C, что создало бы проблему для работы створок и их износостойкости.
Давление отработавших газов регулируют таким образом, чтобы оно превышало давление газов сопла, которые уже значительно расширились на уровне этого сечения, где их давление составляет около 200 миллибар. Давление отработавших газов около 1 бара позволяет, например, противостоять газам турбины. Регулирование давления газов осуществляют на стадии общего проектирования устройства турбонасоса, трубопроводов, выходных отверстий, в случае необходимости, со звуковыми критическими сечениями регулирования на трубопроводах.
Таким образом, отработавшие газы турбины используют для получения газовой прослойки, препятствующей выходу газообразных продуктов сгорания ракетного двигателя между неподвижной частью и подвижной частью, что позволяет избегать снижения КПД ракетного двигателя и разрушения задней зоны летательного аппарата.
Кроме того, отработавшие газы турбины проходят вдоль стенки к выходу расходящейся части и защищают таким образом подвижные части от горячей реактивной струи ракетного двигателя.
Створки являются, например, подвижными створками, которые могут занимать разные положения в зависимости от фаз полета летательного аппарата.
Как показано на фиг. 4, створки 2 расположены в виде конической расходящейся части в непрерывном продолжении выходного сечения неподвижной части сопла ракетного двигателя. Форма подвижной части и, в частности, ее выходной угол, в данном случае предусмотрены таким образом, чтобы быть совместимыми с этой непрерывностью и чтобы способствовать расширению реактивной струи ракетного двигателя.
Эта конфигурация обеспечивает выигрыш в производительности двигателя, и, в частности, раскрыв конуса можно менять при помощи приводов створок в зависимости от увеличения высоты во время полета на ракетном двигателе.
Как показано на фиг. 5, створки выполнены с возможностью образования цилиндра сзади неподвижной части сопла, например, в момент зажигания ракетного двигателя для улучшения горения в двигателе.
Как показано на фиг. 6, створки закрывают для получения формы конуса, чтобы обеспечить аэродинамическую наружную форму, которая сводит к минимуму лобовое сопротивление хвостовой части летательного аппарата во время атмосферного полета, когда ракетный двигатель выключен, что в случае воздушно-космического самолета дает выигрыш в характеристиках летательного аппарата, когда его приводит в движение воздушно-реактивный двигатель или воздушно-реактивные двигатели или когда он находится в планирующем полете.
Кроме того, поворотный механизм створок обеспечивает дифференциальное открывание или закрывание створок, которые отклоняют реактивную струю ракетного двигателя и создают таким образом смещенную относительно оси составляющую тяги, что позволяет управлять летательным аппаратом относительно продольной оси наклона и вертикальной оси.
Изобретение не ограничивается представленными примерами, и, в частности, число створок, показанных на фигурах, не является ограничительным.
1. Выпускное сопло для газообразных продуктов сгорания ракетного двигателя (10), содержащее неподвижную часть (1) и подвижную часть (2), продолжающую неподвижную часть, при этом указанная подвижная часть, выполненная в виде створок (2а, 2b), расположена на выходе неподвижной части и образует удлинение сопла, отличающееся тем, что содержит уплотнительное устройство между неподвижной частью и подвижной частью в виде мягкой мембраны (4), выдерживающей локальную температуру газообразных продуктов сгорания на выходе сопла и соединяющей конец неподвижной части с бортиком створок, образующих подвижную часть, и тем, что мягкая мембрана (4) образует кольцевой патрубок, при этом устройство оснащено средствами (5) нагнетания отработавших газов турбины (52а) турбонасоса на уровне мягкой мембраны между неподвижной частью (1) и подвижной частью (2), продолжающей указанное сопло.
2. Сопло по п. 1, в котором кольцевой патрубок выполнен с возможностью распределения газа по контуру выходного сечения неподвижной части (1) сопла.
3. Сопло по п. 1, в котором кольцевой патрубок находится напротив шарнира (6) подвижной части.
4. Сопло по п. 2, в котором кольцевой патрубок находится напротив шарнира (6) подвижной части.
5. Сопло по п. 1, в котором мягкая мембрана представляет собой ткань на основе кремнезема, способная постоянно выдерживать температуру не менее 1000°С.
6. Сопло по любому из пп. 1-5, в котором мягкая мембрана содержит керамический изолятор между двумя тканями, одна из которых является тканью из огнеупорного алюмоборосиликатного керамического волокна на горячей стороне, а другая - из арамидных волокон, таких как полипарафенилентерефталамид, на холодной стороне, причем эта последняя ткань предназначена для обеспечения механической прочности изделия.
7. Ракетный двигатель, содержащий выпускное сопло по любому из пп. 1-6, в котором створки расположены вокруг выходного сечения указанного сопла ракетного двигателя в продолжение неподвижной части.
8. Ракетный двигатель по п. 7, в котором мягкая мембрана образует кольцевой патрубок для нагнетания отработавших газов турбины (52а) турбонасоса ракетного двигателя между неподвижной частью сопла и подвижной частью, продолжающей указанное сопло, при этом давление отработавших газов регулируют таким образом, чтобы оно превышало давление газов на выходе неподвижной части сопла.
9. Летательный аппарат, содержащий ракетный двигатель по п. 7 или 8, в котором створки (2а, 2b) шарнирно соединены со шпангоутом (100) летательного аппарата.
10. Летательный аппарат по п. 9, в котором шпангоут (100) является частью заднего фюзеляжа (101), в котором установлен ракетный двигатель (10).
11. Летательный аппарат по п. 9, в котором створки (2а, 2b) расположены в два ряда с перекрыванием внутренней/наружных поверхностей между смежными створками и с возможностью обеспечения изменения выходного сечения сопла, сохраняя при этом перекрывание, которое минимизирует утечки выходящих газообразных продуктов сгорания.
12. Летательный аппарат по п. 9, в котором створки (2а, 2b) являются подвижными и выполнены с возможностью придания подвижной части:
обратной конусности (А) для обеспечения аэродинамической наружной формы, которая минимизирует лобовое сопротивление хвостовой части летательного аппарата в атмосферном полете при выключенном ракетном двигателе;
формы цилиндра (В) в момент зажигания ракетного двигателя;
конусности, непрерывно продолжающей форму выходного сечения неподвижной части ракетного двигателя для обеспечения расширения реактивной струи ракетного двигателя.
13. Летательный аппарат по п. 10 или 11, в котором створки (2а, 2b) являются подвижными и выполнены с возможностью придания подвижной части:
обратной конусности (А) для обеспечения аэродинамической наружной формы, которая минимизирует лобовое сопротивление хвостовой части летательного аппарата в атмосферном полете при выключенном ракетном двигателе;
формы цилиндра (В) в момент зажигания ракетного двигателя;
конусности, непрерывно продолжающей форму выходного сечения неподвижной части ракетного двигателя для обеспечения расширения реактивной струи ракетного двигателя.
14. Летательный аппарат по п. 12, содержащий механизм (6, 7, 8, 9) поворота створок, выполненный с возможностью обеспечения дифференциального открывания и закрывания различных створок, которые отклоняют реактивную струю ракетного двигателя и создают таким образом составляющую боковой тяги, которая позволяет управлять летательным аппаратом относительно оси продольного наклона и вертикальной оси.
15. Летательный аппарат по п. 13, содержащий механизм (6, 7, 8, 9) поворота створок, выполненный с возможностью обеспечения дифференциального открывания и закрывания различных створок, которые отклоняют реактивную струю ракетного двигателя и создают таким образом составляющую боковой тяги, которая позволяет управлять летательным аппаратом относительно оси продольного наклона и вертикальной оси.
16. Летательный аппарат по любому из пп. 12, 14 или 15, в котором угол конусности может меняться в зависимости от увеличения высоты во время полета на ракетном двигателе.
17. Летательный аппарат по п. 13, в котором угол конусности может меняться в зависимости от увеличения высоты во время полета на ракетном двигателе.
