RU218122U1 - Многокамерная жидкостная ракетная двигательная установка с центральным телом и поворотными камерами сгорания - Google Patents
Многокамерная жидкостная ракетная двигательная установка с центральным телом и поворотными камерами сгорания Download PDFInfo
- Publication number
- RU218122U1 RU218122U1 RU2022129428U RU2022129428U RU218122U1 RU 218122 U1 RU218122 U1 RU 218122U1 RU 2022129428 U RU2022129428 U RU 2022129428U RU 2022129428 U RU2022129428 U RU 2022129428U RU 218122 U1 RU218122 U1 RU 218122U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- central body
- combustion chambers
- chambers
- pipelines
- reduce
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Полезная модель относится к области ракетно-космической техники, а именно к компоновке многокамерных жидкостных ракетных двигателей с центральным телом, оснащенными блоком подвижных камер сгорания. Полезная модель позволяет уменьшить потери, создаваемые при трении потока продуктов сгорания о центральное тело. Способ уменьшения потерь заключается в повороте камер сгорания по мере набора высоты (изменения внешнего давления). Для снижения массы конструкции, а также уменьшения количества подвижных частей и для поворота камер используются трубопроводы из сплава нитинол. Такие трубопроводы не требуют использования пневматических, электромагнитных или гидравлических устройств.
Многокамерная жидкостная ракетная двигательная установка с центральным телом и поворотными камерами сгорания, содержащая камеры сгорания 1, расположенные вокруг центрального тела 2. Камеры закреплены на раме 3, приводом является трубопроводы 4, выполненные из сплаваа нитинол. На фиг. 1 представлен общий вид ДУ с трубопроводами из нитинола, на фиг. 2 - вид сверху, на фиг. 3 - вид одной камеры сгорания в разных положениях. 3 ил.
Description
Полезная модель относится к области ракетно-космической техники, а именно к компоновке многокамерных жидкостных ракетных двигателей с центральным телом, оснащенными блоком подвижных камер сгорания.
Из уровня техники известна компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком (патент RU 2610873, МПК F02K 9/97), 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.
Недостатком данного изобретения являются возникающие потери на поворот потока в условиях атмосферы, из-за чего центральное тело неэффективно на начальной траектории полета.
Техническим результатом данной полезной модели является снижение потерь на поворот потока, образующиеся на центральном теле.
Указанный эффект достигается за счет того, что в многокамерной жидкостной ракетной двигательной установке с центральным телом, содержащей жидкостные камеры сгорания, расположенные вокруг центрального тела, камеры сгорания являются поворотными, а трубопроводы, соединяющие бак с топливом и камеры сгорания, изготовлены из сплава нитинол. Это позволяет уменьшить потери, создаваемые при трении потока продуктов сгорания о центральное тело. Способ уменьшения потерь заключается в повороте камер сгорания по мере набора высоты (изменения внешнего давления). Поворот камер осуществляется трубопроводами из сплава нитинол.
Сплав нитинол обладет эффектом памяти - явление возврата к первоначальной форме при нагреве. Мартенсит в материалах с эффектом памяти формы является термоупругим. Эта структура состоит из кристаллов в виде тонких пластин, которые вытягиваются в наружных слоях, а во внутренних - сжимаются. «Носителями» деформации являются межфазные, двойниковые и межкристаллитные границы. После нагрева деформированного сплава появляются внутренние напряжения, пытающиеся вернуть металл в начальную форму.
Использование трубопроводов из сплава нитинол позволяет снизить массу конструкции, а также уменьшить количества подвижных частей. Такие трубопроводы не требуют использования пневматических, электромагнитных или гидравлических устройств.
Сущность полезной модели объясняется графическим материалом, где на фиг. 1 представлен общий вид предлагаемой конструкции двигательной установки.
На фиг. 1 представлена многокамерная жидкостная ракетная двигательная установка с центральным телом и поворотными камерами сгорания, содержащая камеры сгорания 1, расположенные вокруг центрального тела 2. Камеры закреплены на раме 3, трубопроводы 4, выполненные из сплава нитинол.
На фиг. 2 показано начальное положение камеры сгорания 1. Трубопровод 4 соединяется при помощи сильфонов 5
На фиг. 3 показано конечное положение камеры сгорания 1. Трубопровод деформируется под термическим воздействием, меняя положения камеры сгорания, тем самым изменяя угол выходного потока.
Многокамерная жидкостная ракетная двигательная установка с центральным телом и поворотными камерами сгорания работает следующим образом:
На начальной траектории камеры сгорания расположены параллельно потоку, по мере набора высоты траектории камеры поворачиваются на необходимый угол, в тот момент, когда потери минимальны.
Применение полезной модели позволяет:
1. Улучшить высотные характеристики за счет уменьшения возникающих потерь на поворот потока.
2. Уменьшить массу двигательной установки за счет применения трубопроводов из сплава нитинол, поскольку не требуются дополнительные приводы для поворота камеры сгорания.
Claims (1)
- Многокамерная жидкостная ракетная двигательная установка с центральным телом и поворотными камерами сгорания, содержащая жидкостные камеры сгорания, расположенные вокруг центрального тела, отличающаяся тем, что камеры сгорания являются поворотными, а трубопроводы, соединяющие бак с топливом и камеры сгорания, изготовлены из сплава нитинол.
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU218122U1 true RU218122U1 (ru) | 2023-05-11 |
Family
ID=
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2511800C1 (ru) * | 2012-10-19 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа |
RU2610873C2 (ru) * | 2015-07-27 | 2017-02-17 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком |
RU2638420C1 (ru) * | 2016-07-05 | 2017-12-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Камера сгорания безгенераторного жрд |
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2511800C1 (ru) * | 2012-10-19 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Способ создания аэродинамического сопла многокамерной двигательной установки и составной сопловой блок для осуществления способа |
RU2610873C2 (ru) * | 2015-07-27 | 2017-02-17 | Открытое акционерное общество "НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко" | Компоновка маршевой многокамерной двигательной установки двухступенчатой ракеты-носителя с составным сопловым блоком |
RU2638420C1 (ru) * | 2016-07-05 | 2017-12-13 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Камера сгорания безгенераторного жрд |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6668542B2 (en) | Pulse detonation bypass engine propulsion pod | |
US10690089B2 (en) | TRREN exhaust nozzle-M-spike turbo ram rocket | |
RU2674832C2 (ru) | Двигатель | |
RU2004125487A (ru) | Эжекторный воздушно-реактивный двигатель | |
US3367579A (en) | Supersonic convergent-divergent jet exhaust nozzle | |
US20120017563A1 (en) | Jet engine, in particular a jet engine for an aircraft | |
US3151446A (en) | Propulsion devices | |
US2680948A (en) | Variable area tail pipe for jet engines | |
US3722797A (en) | Convergent divergent ejector exhaust nozzle | |
Herman et al. | Performance of plug-type rocket exhaust nozzles | |
Gamble et al. | Improving off-design nozzle performance using fluidic injection | |
JP7046104B2 (ja) | 膨出部を有するアイソレータを伴うフライトビークルエアエンジン | |
JP2010523866A (ja) | 外部リングアクチュエータを有するピントル制御推進システム | |
RU218122U1 (ru) | Многокамерная жидкостная ракетная двигательная установка с центральным телом и поворотными камерами сгорания | |
US2753684A (en) | Thrust reversal and variable orifice for jet engines | |
US3390837A (en) | Convergent-divergent plug nozzle having a plurality of freely-floating tandem flaps | |
US3027714A (en) | Combined thrust reversing and noise suppressing device for turbo-jet engines | |
RU2579294C1 (ru) | Жидкостный ракетный двигатель с дефлектором на срезе сопла | |
US3116603A (en) | Combined nozzle cooling and thrust vectoring | |
US5154050A (en) | Thrust vector control using internal airfoils | |
EP1710426A2 (en) | Combi-supersonic-adjusting-nozzle | |
GB2241540A (en) | Jet propulsion nozzle having variable contour exhaust flap | |
RU2693093C2 (ru) | Многоступенчатая ракета и головной способ отделения отработанных частей | |
US2914914A (en) | Three dimensional variable exhaust nozzle | |
US5028014A (en) | Radial bleed total thrust control apparatus and method for a rocket propelled missile |