RU2267026C1

RU2267026C1 - Multichamber cruise engine installation with nozzle head (versions)

Info

Publication number: RU2267026C1
Application number: RU2005104257/06A
Authority: RU
Inventors: А.М. Губертов (RU); А.М. Губертов; В.В. Миронов (RU); В.В. Миронов; Н.А. Давыденко (RU); Н.А. Давыденко; Н.Н. Волков (RU); Н.Н. Волков; Л.И. Волкова (RU); Л.И. Волкова; В.И. Кондратенко (RU); В.И. Кондратенко; М.Л. Куранов (RU); М.Л. Куранов
Original assignee: Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша"
Priority date: 2005-02-17
Filing date: 2005-02-17
Publication date: 2005-12-27

Abstract

FIELD: rocketry; designing or modernization of multichamber cruise engine installations.

SUBSTANCE: first design version is multichamber cruise engine installation with nozzle head furnished with load-bearing member. Nozzle head is two-position, being made in form of cup whose bottom part is provided with holes for nozzles installed with ring clearances. Head encloses nozzles, it is installed on load-bearing member for longitudinal displacement from traveling position at which head exit section is either higher than or is in level with exit section of nozzles, into operating position at which exit section of head projects beyond exit section of nozzles through length L≤2(D_h-D_es√n) where L is length of head part projecting beyond nozzle exit section; D_h is inner diameter of head at nozzle exit section; D_es is diameter of nozzle exit section; n is number of nozzles. Second design version differs from first one in that head is made in form of cup with extensible side surface, for instance, in form of telescopic sections. When shifting head from traveling into operating position, head projects beyond exit section of nozzle through L≤2(D_s-D_es√n) where D_s is inner diameter of head section adjoining bottom part.

EFFECT: increased thrust by creating areas of higher pressure formed owing to interaction of engine exhaust jets with walls of head.

3 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при создании и модернизации маршевых многокамерных двигательных установок.The invention relates to rocket technology and can be used to create and upgrade marching multi-chamber propulsion systems.

Известны многокамерные жидкостные ракетные двигательные установки, применяемые в ракетах-носителях "Протон", "Союз" [каталог «Оружие России», том VI, ЗАО «Военный парад», Россия-Москва, 1996-1997, стр. 542-544, 607, 611].Known multi-chamber liquid-propellant rocket propulsion systems used in launch vehicles Proton, Soyuz [Russian weapons catalog, Volume VI, Military Parade CJSC, Russia-Moscow, 1996-1997, pp. 542-544, 607 , 611].

Известна конструкция камеры маршевого четырехкамерного двигателя III ступени, снабженного высотным сопловым насадком, образующим излом контура сопла [патент RU №2175398]. Использование стационарного общего соплового насадка, соединенного с соплами, имеет следующие недостатки:A known design of the chamber of the marching four-chamber engine of the III stage, equipped with a high-altitude nozzle nozzle forming a kink in the nozzle contour [RU patent No. 2175398]. The use of a stationary common nozzle nozzle connected to nozzles has the following disadvantages:

- невозможность осуществления поворота камер ЖРД для обеспечения управления вектором тяги;- the inability to rotate the LRE chambers to ensure thrust vector control;

- увеличение габаритов и массы межступенчатого отсека для размещения общего соплового насадка.- an increase in the dimensions and mass of the interstage compartment to accommodate a common nozzle nozzle.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение тяги двигательной установки при незначительном увеличении ее стоимости и массы и сохранении габаритов ракеты-носителя (РН), а также обеспечение управления вектором тяги.The objective of the invention is to increase the thrust of the propulsion system with a slight increase in its cost and weight and maintaining the dimensions of the launch vehicle (PH), as well as providing control of the thrust vector.

Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в повышении тяги, создаваемой многокамерными двигательными установками, путем создания областей с повышенным давлением, образующихся при взаимодействии выхлопных струй двигателя со стенками насадка.The technical result achieved by the invention is to increase the thrust generated by multi-chamber propulsion systems by creating areas with increased pressure resulting from the interaction of engine exhaust jets with nozzle walls.

Применение предлагаемых сопловых насадков особенно эффективно для высотных ступеней РН.The use of the proposed nozzle nozzles is especially effective for high-altitude stages of the pH.

Достижение заявленного технического результата решается двумя вариантами конструкции маршевой многокамерной двигательной установки (ММДУ) с сопловым насадком.Achieving the claimed technical result is solved by two design options for the mid-flight multi-chamber propulsion system (MMDU) with a nozzle nozzle.

Первый вариант конструкции представляет собой маршевую многокамерную двигательную установку с сопловым насадком, снабженную силовым элементом, при этом насадок выполнен двухпозиционным и имеет форму стакана, донная часть которого снабжена отверстиями для сопел, установленных с кольцевыми зазорами. При этом насадок охватывает сопла и установлен на силовом элементе с возможностью продольного перемещения насадка из транспортной позиции, при которой срез насадка расположен выше или на уровне среза сопел, в рабочую позицию, при которой срез насадка выступает за срез сопел на длину

The first design option is a marching multi-chamber propulsion system with a nozzle nozzle, equipped with a power element, while the nozzles are made on-off and have the shape of a glass, the bottom of which is provided with holes for nozzles installed with annular gaps. In this case, the nozzle covers the nozzle and is mounted on the power element with the possibility of longitudinal movement of the nozzle from the transport position, at which the nozzle cut is located higher or at the nozzle cut level, to the working position, in which the nozzle cut extends beyond the nozzle cut

где L - длина выступающего за срез сопла насадка;where L is the length of the nozzle protruding beyond the nozzle;

D_нас - внутренний диаметр насадка у среза сопла;D _us - the inner diameter of the nozzle at the nozzle exit;

D_a - диметр среза сопла;D _a - nozzle cut diameter;

n - число сопел.n is the number of nozzles.

Второй вариант конструкции отличается от первого варианта тем, что маршевая многокамерная двигательная установка с сопловым насадком, снабженная силовым элементом, в ней насадок имеет форму стакана с выдвижной боковой поверхностью, например, в виде телескопических секций. При переводе насадка из транспортной позиции в рабочую он выступает за срез сопел на длину

The second design option differs from the first option in that the marching multi-chamber propulsion system with a nozzle nozzle, equipped with a power element, the nozzles in it has the shape of a glass with a sliding lateral surface, for example, in the form of telescopic sections. When transferring the nozzle from the transport position to the working one, he stands for the nozzle cut to a length

D_c - внутренний диаметр секции насадка, примыкающей к его донной части;D _c - the inner diameter of the nozzle section adjacent to its bottom;

D_a - диаметр среза сопла;D _a - the diameter of the nozzle;

n - число сопел.n is the number of nozzles.

Кольцевые зазоры, с которыми установлены сопла, в любом из вариантов конструкции насадка могут быть закрыты эластичной манжетой.The annular gaps with which the nozzles are installed, in any of the design options, the nozzle can be closed with an elastic cuff.

Предлагаемые изобретения отличаются от известных технических решений выполнением насадка двухпозиционным: в транспортной позиции насадок находится внутри двигательного отсека высотных ступеней ракеты-носителя и в рабочей позиции, когда насадок выдвинут за срез сопла двигательной установки. Длина выступающей части насадка (L) выбирается из условия попадания струи продуктов сгорания на кромку выходного сечения насадка, при этом L в первом варианте исполнения изобретения определяется как

где D_нас - внутренний диаметр насадка у среза сопла, D_a - диаметр среза сопла, n - число сопел в двигательной установке, а во втором варианте -

где D_c - внутренний диаметр секции насадка, примыкающей к его донной части у среза сопла. При работе двигательной установки истекающие из сопел выхлопные струи, попадая на концевую часть насадка, образуют замкнутую донную область, в которую поступают продукты сгорания, подаваемые возвратными течениями, существующими в зоне "прилипания" струй на кромку насадка. При этом давление в указанной области повышается. Равнодействующая сила давления, действующих на донную часть насадка, создает дополнительную тягу двигательной установки.The proposed inventions differ from the known technical solutions in that the nozzle is on-off: in the transport position of the nozzles it is located inside the engine compartment of the high-stage stages of the launch vehicle and in the working position when the nozzles are extended beyond the nozzle exit of the propulsion system. The length of the protruding part of the nozzle (L) is selected from the condition that the jet of combustion products hits the edge of the outlet section of the nozzle, while L in the first embodiment of the invention is defined as

where D _us is the internal diameter of the nozzle at the nozzle exit, D _a is the nozzle exit diameter, n is the number of nozzles in the propulsion system, and in the second embodiment,

where D _c is the inner diameter of the nozzle section adjacent to its bottom at the nozzle exit. During the operation of the propulsion system, exhaust jets flowing out of the nozzles, reaching the tip of the nozzle, form a closed bottom region into which combustion products are supplied by return flows existing in the zone of "sticking" of the jets to the nozzle edge. In this case, the pressure in this region rises. The resultant pressure force acting on the bottom of the nozzle creates additional thrust of the propulsion system.

Кольцевые зазоры между соплами двигательной установки и донной частью насадка позволяют осуществлять поворот камер двигательной установки для управления вектором тяги. Величина кольцевого зазора выбирается исходя из максимального угла поворота камеры сгорания. Для исключения перетекания горячих газов из донной области через кольцевые зазоры они могут быть закрыты эластичными манжетами.The annular gaps between the nozzles of the propulsion system and the bottom of the nozzle allow you to rotate the chambers of the propulsion system to control the thrust vector. The size of the annular gap is selected based on the maximum angle of rotation of the combustion chamber. To prevent the flow of hot gases from the bottom region through the annular gaps, they can be closed with elastic cuffs.

Изобретение поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.

На фиг.1 представлена четырехкамерная двигательная установка с насадком в транспортной и рабочей (показана пунктиром) позициях (первый вариант изобретения).Figure 1 presents a four-chamber propulsion system with a nozzle in the transport and working (shown by dashed) positions (first embodiment of the invention).

На фиг.2 - вид А.Figure 2 - view A.

На фиг.3 представлена четырехкамерная двигательная установка с вариантом насадка с телескопическими секциями в транспортной и рабочей (показана пунктиром) позициях (второй вариант изобретения).Figure 3 presents a four-chamber propulsion system with an option nozzle with telescopic sections in the transport and working (shown by dashed) positions (second embodiment of the invention).

На фиг.4 - вид А.Figure 4 - view A.

На фиг.1 представлена двигательная установка, состоящая из камер ЖРД 1, двухпозиционного насадка 2, выполненного в форме стакана, донная часть 3 которого снабжена отверстиями 4 для сопел 5. Насадок установлен на силовом элементе 6 и переводится из транспортной позиции в рабочую системой выдвижения 7.Figure 1 shows the propulsion system, consisting of the chambers of the rocket engine 1, on-off nozzle 2, made in the form of a glass, the bottom part 3 of which is provided with holes 4 for nozzles 5. The nozzle is mounted on the power element 6 and is transferred from the transport position to the working extension system 7 .

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

При отделении отработавшей ступени ракеты-носителя подается команда на систему выдвижения 7, которая перемещает насадок из транспортной позиции в рабочую позицию. Затем производится зажигание камер ЖРД 1.When separating the spent stage of the launch vehicle, a command is issued to the extension system 7, which moves the nozzles from the transport position to the working position. Then, the rocket engine 1 is ignited.

Двухпозиционный насадок к двигательной установке, изображенной на фиг.3, состоит из неподвижной донной части 8, размещенной вблизи выходного сечения сопел, и боковой поверхности, выполненной в виде телескопических секций 9 и приводимой в рабочую позицию системой 10 выдвижения насадка.The on-off nozzles to the propulsion system shown in Fig. 3 consists of a fixed bottom part 8 located near the exit section of the nozzles and a side surface made in the form of telescopic sections 9 and brought into the working position by the nozzle extension system 10.

При отделении отработавшей ступени ракеты-носителя подается команда на систему 10 выдвижения насадка, которая перемещает телескопические секции 9 насадка из транспортной позиции в рабочую. Газодинамические процессы, протекающие в донной области насадка при осуществлении изобретения по этому варианту, аналогичны процессам, происходящим в первом варианте и описанным выше.When separating the spent stage of the launch vehicle, a command is issued to the nozzle extension system 10, which moves the telescopic sections 9 of the nozzle from the transport position to the working position. The gas-dynamic processes occurring in the bottom region of the nozzle during the implementation of the invention according to this embodiment are similar to the processes occurring in the first embodiment and described above.

В настоящее время осуществляется экспериментальная отработка предлагаемых вариантов конструкции насадка применительно к современным ракетам-носителям.Currently, experimental testing of the proposed design options for the nozzle is applied to modern launch vehicles.

Проведенная оценка эффективности использования изобретения показала возможность увеличения тяги маршевой многокамерной двигательной установки до 3%.The assessment of the effectiveness of the use of the invention showed the possibility of increasing the thrust of the marching multi-chamber propulsion system up to 3%.

Claims

1. Marching multi-chamber propulsion system with a nozzle nozzle, equipped with a power element, characterized in that the nozzles are made on-off and have the shape of a glass, the bottom of which is provided with holes for nozzles mounted with annular gaps, while nozzles covering the nozzles are mounted on the power element with the possibility of its longitudinal movement from the transport position, in which the nozzle shear is located above or at the nozzle shear level, to the working position, in which the nozzle shear extends beyond the nozzle shear to length

where L is the length of the nozzle protruding beyond the nozzle;

D _us - the inner diameter of the nozzle at the nozzle exit;

D _a - the diameter of the nozzle;

n is the number of nozzles.

2. Marching multi-chamber propulsion system with a nozzle nozzle, equipped with a power element, characterized in that the nozzle is made on-off and has the form of a glass with a sliding side surface, for example, in the form of telescopic sections, the bottom of the glass is equipped with holes for nozzles installed with annular gaps, wherein the nozzles covering the nozzles are mounted on the power element with the possibility of longitudinal movement of its retractable side surface from the transport position, at which the nozzle section is located false above or at the nozzle cut level, to the working position at which the nozzle cut extends beyond the nozzle cut length

where L is the length of the nozzle protruding beyond the nozzle;

D _c - the inner diameter of the nozzle section adjacent to its bottom;

D _a - nozzle cut diameter;

n is the number of nozzles.