CN1322275A - 用于对气流分散进行控制并且减小边载荷的火箭发动机喷管轮廓 - Google Patents
用于对气流分散进行控制并且减小边载荷的火箭发动机喷管轮廓Info
- Publication number
- CN1322275A CN1322275A CN98814321A CN98814321A CN1322275A CN 1322275 A CN1322275 A CN 1322275A CN 98814321 A CN98814321 A CN 98814321A CN 98814321 A CN98814321 A CN 98814321A CN 1322275 A CN1322275 A CN 1322275A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- shape
- jet pipe
- engine jet
- contour
- side load
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 230000009467 reduction Effects 0.000 title abstract description 4
- 238000000926 separation method Methods 0.000 title abstract 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 4
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 3
- 241000237970 Conus <genus> Species 0.000 description 1
- 241000143957 Vanessa atalanta Species 0.000 description 1
- 208000027418 Wounds and injury Diseases 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000004323 axial length Effects 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 230000003116 impacting effect Effects 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 208000014674 injury Diseases 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000003134 recirculating effect Effects 0.000 description 1
- 238000004904 shortening Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
- F02K9/97—Rocket nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/16—Two-dimensional parabolic
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
本发明涉及一种全流式火箭发动机喷管,该发动机喷管具有一基本上对应于一抛物线的纵向轮廓。为了对气流分散进行控制并且降低边载荷,本发明提出自发动机喷管喉部向前的50%膨胀率位置处或者更远处开始,所述抛物线轮廓被替换为(ⅰ)与中心线呈15度至25度之间角度的严格圆锥形状,(ⅱ)一略微向外弯曲的形状,即指的是利用半径r的正二阶导数所得出的轮廓形状,或者(ⅲ)一略微向内弯曲的形状,即指的是利用r的负二阶导数所得出的轮廓形状,但是该轮廓仍位于所述抛物线轮廓的外侧,并且在最后一种情况下r的三阶导数恒等于零(0)。
Description
本发明涉及一种全流式火箭发动机喷管,该火箭发动机喷管具有一基本上与一抛物线相对应的纵向轮廓。
火箭发动机喷管的功能是使气体膨胀和加速到很高的速度,从而提供推进作用和有效承载能力。但气体膨胀的能力却受到这种事实的限制,即海平面处的环境压力会迫使气流发生分散。这种分散的气流会产生不稳定的空气动力。这些力又会对发动机喷管的尺寸造成限制并因而在真空操作中限制发动机喷管的效率。就热因素方面而言,第一级发动机喷管将独立地朝出口处运行。这就意味着如果能够将不稳定的空气动力减小到可以接受的水平,那么发动机喷管将可以在地面上和在升空过程中独立地持续运转。这将使得制造出更大和效率更高的发动机喷管成为可能。
通常,发动机喷管轮廓是一个连续的平滑轮廓,该平滑轮廓适宜于使得冲击效能损失及气流的发散性最小。所述轮廓一般利用一抛物线函数来进行描述。迄今为止,由于没有任何边载荷的控制措施被人公知,所以就海平面处的发散气流方面而言,发动机喷管轮廓一直未能够达到最优化。
已经进行了很多尝试来对发动机的喷管轮廓进行间接影响。这种现有的尝试包括,例如利用一出口扩散装置,参见EP 626513 A1;利用一半径周期性变化的一脱扣环、一可保持(abladeable)或者可弹射插件,参见PCT/SE96/00176;利用多个开缝喷管,参见US 5,450,720A;利用气体的喷射作用,参见US 4,947,644 A;利用一出口喷射装置,参见EP 894 031;及利用一用于可伸长排气喷管的机构,参见EP 924041。另外,一种利用一经改良的发动机喷管轮廓来对气流发散进行控制的设备可以从US 3,394,549 A中得知。
从而,现有全流式发动机喷管具有一受限制的膨胀率,该受限制的膨胀率又对其性能造成限制。所述性能最好就气流分散限度与边载荷方面来进行优化。
所有前述的措施均适于与一抛物线或者钟形轮廓配合使用。这将导致发动机喷管更长并且笨重。包括重量增加的纯性能增益适度,并且随着发动机喷管被制成更大尺寸而降低。朝向出口,随着在性能方面的优化,所述钟形发动机喷管随轴向长度在壁压方面具有一平缓的梯度差。但是,这又与在边载荷方面进行优化相矛盾。所述发动机喷管的重量会在发动机系统及火箭推进装置的重量及复杂性方面产生负面影响。并且发动机喷管的尺寸将无法与测试装置中、火箭组件中及火箭发射场处的可利用空间相协调。
因而,本发明的主要目的在于提出一种能够消除前述缺陷的发动机喷管轮廓。本发明的基本思路是将有效的抛物线轮廓尽可能长地保持在发动机喷管轮廓上压力仍然很高的部分上,并且在综合性能方面具有强有力的冲击力。从而,提出了对发动机的喷管轮廓的结合。因此,本发明与现有技术的主要区别点在于自发动机喷管喉部向前的50%膨胀率位置处或者更远处开始,所述抛物线轮廓形状被替换成(i)一种与中心线呈15度至25度之间角度的严格圆锥形状,(ii)一种略微向外弯曲形状,即指的是一种利用半径r的正二阶导数而得出的轮廓形状,或者(iii)一略微向内弯曲的形状,即利用r的负二阶导数而得出的轮廓形状,但是其仍位于所述抛物线的外侧,并且在最后一种情况下,r的三阶导数恒等于零(0)。
根据本发明,发动机喷管的下部被加工成其面积比率快速增大,以便转换成一种经改良的轮廓。从而压力值得以降低并且性能也不会再受到严重损害。在相同面积上,所希望的是能够通过降低与发动机喷管的长度相对应的压力梯度来降低气动弹性耦合力,该目的也可以由这种装置来实现。
根据本发明,所述喷管可以被设计成与现有轮廓明显不同。本发明允许在海平面处使用更大尺寸的发动机喷管,而发动机喷管越大将会使得有效负载增加。另外,本发明可以使得发动机喷管的长度最小化,从而与没有增大尺寸的发动机喷管相比,不仅减轻了其重量,而且减小了用于所述增大了尺寸的发动机喷管的蒙皮以及机械力的边载荷动量。本发明在边载荷强有力的条件下提供了轴向位置处与发动机喷管长度相对应的压力导数的增量,这样就降低了所述边载荷。最后,由于相对于一增大了尺寸的钟形发动机喷管而言薄膜(film)长度得以缩短,所以本发明还提高了薄膜冷却作用的可能性。
轮廓优化不可能由其自身来达到所需,以便能够在海平面处连续地运行分散的喷管。但是,通过利用一气流分散设备来达到所需的环境因素得以改善。
对于一利用经分散气流的优点而改进的典型第一级发动机喷管来说,其性能可以在下面所示例出的原理上进行估测。图表代表了三种推荐轮廓。对出口被改造成170%的面积比率的第一级发动机喷管进行比较。所有对性能的影响均利用近似用于Vulcain 5的交换因子(tradefactor)而换算成特定的推进力。
由于随着循环区域(recirculating zone)的扩宽各个独立区域中的压力增大,所以海平面处的Isp(s)增大。该增大的海平面Isp,将可以被换算成Isp真空的微小增量[Isp=特定的推进力]。
发动机喷管的湿润表面面积也被缩小。这将降低摩擦损耗,为Isp真空带来正面影响。
发动机重量也由于发动机喷管长度的缩短而减小。这种重量的减少也可以被换算成Isp真空。
发动机成本的降低也可以被换算成Isp真空。
总的性能增益:
对Isp真空的影响
ΔIsp海平面 正面
ΔIsp摩擦 正面
ΔIsp重量 正面
ΔIsp成本 正面
可以允许对Isp真空的负面影响(发散损耗)在总的正面影响范围内增加,用以与就性能方面而言的理想轮廓相比保持火箭的成本-效率。
根据本发明,用于边载荷动量的作用力臂缩短了20%左右。也可以预料到所述边载荷也将以此百分比减小。所述边载荷也可以在由增大的轴向压力梯度的出口所产生的正面影响作用下而减小。
所有所推荐的轮廓均能够使得发动机喷管出口处的气体更迅速地膨胀,并且压力回复较小。这就意味着热负载也得以减小。当将附件(modification kits)附加到所述排气发动机喷管上时,这一点尤为重要。
在下面将参照附图通过示例来对本发明进行进一步描述,其中附图1示意性地图示出了一带有圆锥部分的被截钟形发动机喷管。附图2图示出了一带有附加部分的被截钟形喷管,其中所述附加部分对应于长度为半径r的正二阶导数,附图3也示意性地示出了一具有附加部分的被截钟形发动机喷管,其中所述附加部分对应于长度为r的负二阶导数,但是其角度的二阶导数却恒等于零,而附图4中示出了现有轮廓与本发明中轮廓的比较图。
当对火箭发动机喷管的抛物线轮廓形状进行确定时,标准实践是利用与长度相对的r的负二阶导数来进行。相反,圆锥形发动机喷管是一种导数恒定的特殊情况。从而在此对圆锥部分所进行的讨论也是有充分依据的。由于有效的钟形形状可以在更长的长度上得以保持,所以Isp的损失将会更小,并且仍然能够达到所需的出口面积排气率(outlet area exit ratio)。
同样,正如附图3中所图示的那样,所述轮廓被选定为能够使得与长度相对的r的二阶导数为负值,但是其角度的二阶导数却恒等于零。
在附图4中,附图1至3中所示的轮廓被叠放在一起,用于进行比较。
在所述附图1至3中,A指的是经改良的发动机喷管轮廓,B指的是基准半径,C指的是基准压力,而D指的是经改良的压力。
Claims (2)
1.一种全流式火箭发动机喷管,该发动机喷管具有一基本上与一抛物线相对应的纵向轮廓,其特征在于:该抛物线轮廓形状自该发动机喷管喉部向前的50%膨胀率位置处或者更远处被替换为(i)与中心线呈15度至25度之间角度的严格圆锥形状,(ii)一略微向外弯曲的形状,即指的是利用半径r的正二阶导数而得出的轮廓形状,或者(iii)一略微向内弯曲的形状,即指的是利用r的负二阶导数而得出的轮廓形状,但是该轮廓形状仍然位于所述抛物线轮廓外侧,并且在最后一种情况下,r的三阶导数恒等于零(0)。
2.根据权利要求1中所述的全流式火箭发动机喷管,其特征在于:所述抛物线轮廓形状之后的过渡区域被加工成具有0至6度的跨度。
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
PCT/SE1998/002222 WO2000034641A1 (en) | 1998-12-04 | 1998-12-04 | Rocket nozzle contour for flow separation control and side load reduction |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN1322275A true CN1322275A (zh) | 2001-11-14 |
Family
ID=20411802
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN98814321A Pending CN1322275A (zh) | 1998-12-04 | 1998-12-04 | 用于对气流分散进行控制并且减小边载荷的火箭发动机喷管轮廓 |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6574964B1 (zh) |
EP (1) | EP1135588A1 (zh) |
JP (1) | JP2002531766A (zh) |
CN (1) | CN1322275A (zh) |
RU (1) | RU2209333C2 (zh) |
UA (1) | UA46175C2 (zh) |
WO (1) | WO2000034641A1 (zh) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US11359842B2 (en) | 2019-03-27 | 2022-06-14 | Lg Electronics Inc. | Air conditioning apparatus |
Families Citing this family (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2882401B1 (fr) * | 2005-02-22 | 2007-05-11 | Agence Spatiale Europeenne | Dispositif et procede pour reduire les forces laterales non stationnaires agissant sur une tuyere d'un moteur de fusee |
US20080264372A1 (en) * | 2007-03-19 | 2008-10-30 | Sisk David B | Two-stage ignition system |
DE102010042890B4 (de) | 2010-10-25 | 2020-07-30 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Triebwerksvorrichtung für einen Flugkörper, Prüfstand oder Startrampe für einen Flugkörper und Verfahren zur Reduzierung einer Seitenlast bei einer Triebwerksvorrichtung |
AT511466B1 (de) | 2011-08-03 | 2012-12-15 | Hoerbiger Kompressortech Hold | Fluidmischer |
US9009966B2 (en) * | 2013-03-15 | 2015-04-21 | Northrop Gurmman Systems Corporation | Internal/external single expansion ramp nozzle with integrated third stream |
RU2531161C1 (ru) * | 2013-04-24 | 2014-10-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Осесимметричное сопло ракетного двигателя |
RU2552020C2 (ru) * | 2013-09-23 | 2015-06-10 | Государственный научный центр Российской Федерации-федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша" | Сопло ракетного двигателя |
DE102015011958B4 (de) * | 2015-09-18 | 2024-02-01 | Arianegroup Gmbh | Schubdüse |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3352495A (en) | 1965-01-29 | 1967-11-14 | Thiokol Chemical Corp | Nozzle construction |
US3394549A (en) | 1965-07-06 | 1968-07-30 | North American Rockwell | Step nozzle |
FR2602275B1 (fr) | 1986-08-04 | 1990-08-10 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Perfectionnements aux tuyeres de propulseurs pour reduction d'efforts lateraux |
FR2618488B1 (fr) | 1987-07-20 | 1989-12-15 | Europ Propulsion | Divergent a rupture de galbe pour tuyere de moteur-fusee |
US6324833B1 (en) * | 1990-04-24 | 2001-12-04 | Cordant Technologies, Inc. | Reinforced composite articles and method of making same |
FR2705739B1 (fr) | 1993-05-28 | 1995-08-18 | Europ Propulsion | Tuyère de moteur-fusée à section de sortie sélectivement réduite. |
FR2705737B1 (fr) | 1993-05-28 | 1995-08-18 | Europ Propulsion | Tuyère de moteur-fusée à divergent échancré. |
US6176077B1 (en) | 1996-02-12 | 2001-01-23 | Volvo Aero Corporation | Rocket engine nozzle |
NL1004193C2 (nl) | 1996-04-01 | 1997-10-02 | Sjoerd Meijer | Werkwijze voor het bewerken van metaalplaat. |
WO1998012429A1 (en) | 1996-09-23 | 1998-03-26 | Volvo Aero Corporation | Controlled temperature rocket nozzle |
DE19755732C2 (de) | 1997-12-15 | 2000-01-13 | Waeschle Gmbh | Verfahren zum Herstellen von Granulaten aus polymeren Werkstoffen |
-
1998
- 1998-12-04 UA UA2001063740A patent/UA46175C2/uk unknown
- 1998-12-04 US US09/856,610 patent/US6574964B1/en not_active Expired - Fee Related
- 1998-12-04 JP JP2000587065A patent/JP2002531766A/ja active Pending
- 1998-12-04 CN CN98814321A patent/CN1322275A/zh active Pending
- 1998-12-04 RU RU2001114577/06A patent/RU2209333C2/ru not_active IP Right Cessation
- 1998-12-04 EP EP98965318A patent/EP1135588A1/en not_active Ceased
- 1998-12-04 WO PCT/SE1998/002222 patent/WO2000034641A1/en not_active Application Discontinuation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US11359842B2 (en) | 2019-03-27 | 2022-06-14 | Lg Electronics Inc. | Air conditioning apparatus |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1135588A1 (en) | 2001-09-26 |
WO2000034641A1 (en) | 2000-06-15 |
UA46175C2 (uk) | 2002-05-15 |
RU2209333C2 (ru) | 2003-07-27 |
US6574964B1 (en) | 2003-06-10 |
JP2002531766A (ja) | 2002-09-24 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN1322275A (zh) | 用于对气流分散进行控制并且减小边载荷的火箭发动机喷管轮廓 | |
CA2109608C (en) | Propulsive thrust ring system | |
US7591869B2 (en) | Apparatus and method for extracting condensate | |
US6297486B1 (en) | Base drag reducing device | |
US7108569B2 (en) | Axial flow pump or marine propulsion device | |
AU716930B2 (en) | A fluid propulsion system for accelerating and directionally controlling a fluid | |
US4902254A (en) | Propulsion device with conditioned inertia | |
US7845904B2 (en) | Wind harnessing system | |
JPH11129995A (ja) | ターボファンの逆スラスト装置 | |
CN100497083C (zh) | 小型喷水式推进器的推进-转向复合装置 | |
FI91512C (fi) | Virtauksenohjauspinta | |
RU2373088C1 (ru) | Транспортная система и способ ее эксплуатации | |
US3127132A (en) | Jet-propelled dirigible airships | |
CN1089913A (zh) | 吹气式机翼前置气流诱导装置 | |
US20180283713A1 (en) | Fluid actuated fluid extraction system | |
US4176613A (en) | Fixed geometry water jet inlet for a surface effect ship | |
AU593525B2 (en) | Propulsion apparatus | |
CN2498334Y (zh) | 隧道增压排风管道系统 | |
US11779943B1 (en) | Nozzle attachment for increasing the output flux of a fluid outlet, and methods for its use | |
DE102011111144A1 (de) | Propulsionsmittel für Fluggeräte oder Schiffe | |
CN107117278B (zh) | 导管推进器充气环装置 | |
RU10681U1 (ru) | Скоростной малогабаритный летательный аппарат вертикального взлета и посадки | |
RU2094330C1 (ru) | Транспортная система вертикального старта | |
RU2165538C2 (ru) | Сопло ракетного двигателя | |
RU2376208C1 (ru) | Устройство для создания подъемной силы |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
C02 | Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001) | ||
WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |