RU2273761C2 - Сопловой блок ракетного двигателя - Google Patents
Сопловой блок ракетного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2273761C2 RU2273761C2 RU2003132254/06A RU2003132254A RU2273761C2 RU 2273761 C2 RU2273761 C2 RU 2273761C2 RU 2003132254/06 A RU2003132254/06 A RU 2003132254/06A RU 2003132254 A RU2003132254 A RU 2003132254A RU 2273761 C2 RU2273761 C2 RU 2273761C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzles
- nozzle
- nozzle block
- earth
- terrestrial
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области ракетостроения и предназначено для повышения среднего по траектории удельного импульса двигателя. В сопловом блоке ракетного двигателя, состоящем из четырех или более земных сопел, расположенных по окружности, и высотного насадка, охватывающего земные сопла, центр соплового блока между срезами земных сопел герметично перекрыт дном или коническим обтекателем, выполненным в виде вогнутой пирамиды, а в месте внешнего стыка насадка со срезом земных сопел образованы щели, которые перекрываются заслонками. Изобретение обеспечивает прирост тяги в широком диапазоне изменения высоты полета летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Область применения
Предлагаемое изобретение относится к области ракетостроения и предназначено для повышения среднего по траектории удельного импульса двигателя.
Предшествующий уровень техники
Известен сопловой блок ракетного двигателя, состоящий из двух или нескольких круглых сопел Лаваля, расположенных в ряд и дополнительно снабженных общим плоским насадком, каждая тяговая стенка которого установлена с возможностью поворота и фиксации на шарнире, расположенном на расстоянии 0-0.5 L от его среза, где L - длина насадка. За счет разворота тяговых стенок насадка появляется возможность регулирования высотности соплового блока, благодаря чему снижаются потери тяги при работе соплового блока на режимах перерасширения (см. патент РФ №2145671 "Сопловой блок ракетного двигателя", 2000 г., МКИ F 02 К 1/52).
На старте ракеты тяговые стенки насадка разведены в разные стороны.
Скачки уплотнения находятся на срезе круглых сопел, препятствуя перерасширению газа в сопловом блоке. В этом случае тяговые стенки насадка отключаются, то есть они не создают тяги. Таким образом, сопловой блок в плотных слоях атмосферы работает на расчетном режиме. В вакууме щели закрываются путем сведения тяговых стенок к срезам круглых сопел. При закрытии тяговых стенок насадка сопловой блок становится высотным и он вновь работает близко к расчетному режиму, так как система скачков уплотнения со срезов круглых сопел переходит к выходному сечению насадка. Это техническое решение принимаем за аналог изобретения.
Известен также сопловой блок ракетного двигателя, состоящий из двух круглых сопел Лаваля, расположенных в один ряд и дополнительно снабженных общим плоским насадком, каждая тяговая стенка которого является продолжением контуров сверхзвуковых частей круглых сопел, две боковые стенки насадка расположены перпендикулярно к тяговым стенкам насадка (см. журнал "Астронавтика и ракетодинамика", №47, 1987 г., "Эффективность применения ДУ на трехкомпонентном топливе для транспоргных космических аппаратов класса Земля-Орбита").
По мере подъема на высоту одно из сопел (один двигатель) отключается и тем самым изменяется (увеличивается) геометрическая степень расширения соплового блока в целом, что способствует повышению удельного импульса двигательной установки по траектории полета летательного аппарата. Это техническое решение также принимаем за аналог изобретения.
Однако описанные выше способы регулирования высотности соплового блока обладают рядом недостатков:
- низкая надежность и утяжеление конструкции двигательной установки из-за наличия механизма для перемещения тяговых стенок насадка;
- низкий средний по траектории полета удельный импульс из-за того, что двигатель используется лишь на части активного участка полета;
- при отключении одного из двигателей изменяется вектор тяги двигательной установки в целом, и возникают потери тяги из-за образования застойных зон в сопловом блоке.
Известна жидкостная ракетная двигательная установка третьей ступени ракеты-носителя, состоящая из одного маршевого четырехкамерного двигателя, камеры которого содержат камеры с земным соплом и общий высотный насадок (см. патент РФ №2175398, МКИ F 02 K 1/00, 2001 г.). Данное техническое решение принимаем за прототип заявляемого изобретения.
Однако это техническое решение не предназначено для использования на первых ступенях ракеты.
Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение работоспособности соплового блока как в земных, так и в высотных условиях, а также повышение среднего по траектории удельного импульса многокамерной двигательной установки летательного аппарата.
Эта задача решена за счет того, что в сопловом блоке ракетного двигателя, состоящем из четырех или более земных сопел, расположенных по окружности, и высотного насадка, охватывающего земные сопла, центр соплового блока между срезами земных сопел герметично перекрыт дном, а в месте внешнего стыка насадка со срезом земных сопел образованы щели, которые перекрываются заслонками.
Другими отличиями является то, что:
- центр соплового блока между срезами земных сопел герметично закрыт коническим обтекателем, выполненным в виде вогнутой пирамиды;
- высотный насадок выполнен в виде усеченного конуса.
Техническим результатом от использования изобретения является повышение среднего по траектории удельного импульса двигательной установки.
Краткое описание чертежей
На фиг.1 и 3 изображено продольное сечение четырехкамерного ракетного двигателя с общим сопловым насадком.
На фиг.2 и 4 изображены виды сверху по стрелке А.
На фиг.5 приведен график зависимости прироста тяги от режима работы соплового блока.
Пример реализации изобретения
Сопловой блок ракетного двигателя (фиг.1) содержит четыре или более одинаковых круглых сопел 1, расположенных по окружности и снабженных общим высотным насадком 2. Образующая 3 стенки насадка 2, выполненного в виде усеченного конуса, является продолжением контуров сверхзвуковых частей земных сопел и жестко прикреплена своей усеченной частью к срезам земных сопел.
Все земные сопла камер сгорания имеют одинаковые критические и выходные сечения и рассчитаны на давление на срезе Ра=0.05-0.1 МПа. Земные сопла 1 вместе с насадком 2 образуют высотный сопловой блок с давлением на срезе Ра=0.01-0.005 МПа.
Центр соплового блока между срезами земных сопел (фиг.2) герметично закрыт дном 4. Вместо дна в указанный центр может быть вставлен конический обтекатель 5 (фиг.3 и 4), выполненный, например, в виде вогнутой пирамиды. Применение конического обтекателя 5 позволяет снизить газодинамические потери.
В месте внешнего стыка насадка 2 со срезами земных сопел 1 образованы щели 6, в которые вставлены заслонки 7 (фиг.2 и 4), в результате чего при работе соплового блока в вакууме снизятся потери тяги из-за вытекания через них продуктов сгорания компонентов топлива.
Входная часть усеченного конического насадка может быть выполнена в виде огибающей земных сопел. Вследствие этого размер щелей 6 существенно уменьшится, и при работе соплового блока в вакууме снизятся потери тяги из-за заметного уменьшения вытекания через узкие щели продуктов сгорания топлива.
Работа устройства
На старте и первых километрах участка траектории полета летательного аппарата из-за передачи атмосферного воздуха через щели 6 (фиг.2) при открытых заслонках 7 система скачков уплотнения газового потока находится на срезах земных сопел 1, препятствуя перерасширению газа в круглом насадке 2. В результате этого при полете ракеты в плотных слоях атмосферы круглый насадок 2 как бы отсутствует, и сопловой блок в этом случае работает на расчетном режиме. По мере подъема ракеты на высоту давление окружающей среды, как известно, снижается и давление истекающей струи газа на срезах земных сопел 1 (в щелях 6, образованных между срезами земных сопел и стенкой насадка) становится больше атмосферного, в результате чего возникают потери тяги из-за недорасширенил газа в сопле. В этот момент щели 6 перекрываются с помощью заслонок 7. При этом система скачков уплотнения газового потока со срезов земных сопел 1 перемещается на выходное сечение круглого насадка 2. Таким образом, сопловой блок становится высотным, и он вновь работает близко к расчетному режиму, в результате чего снижаются потери тяги из-за перерасширения газа на его стенке.
На фиг.5 представлен график зависимости прироста тяги соплового блока с круглым насадком от режима его работы. По оси ординат отложен прирост тяги ΔР соплового блока, отнесенный к тяге идеально регулируемого круглого сопла, а по оси абсцисс Рα/Рн - отношение давлений окружающей среды и истекающей струи газа. Из графика видно, что при использовании предлагаемого соплового блока двигателя обеспечивается прирост тяги в широком диапазоне изменения высоты полета летательного аппарата.
Предлагаемое изобретение обеспечивает удобство компоновки двигательной установки, состоящей из четырех или более двигателей, на летательном аппарате, возможность увеличения полезного груза или дальности полета летательного аппарата за счет прироста тяги двигательной установки, все это несомненно дает экономический эффект.
Промышленная применимость
Изобретение может найти применение в ракетной технике, в частности на первых ступенях ракет-носителей, имеющих многокамерные ЖРД.
Claims (3)
1. Сопловой блок ракетного двигателя, состоящий из четырех или более земных сопел, расположенных по окружности, и высотного насадка, охватывающего земные сопла, причем центр соплового блока между срезами земных сопел герметично перекрыт дном, отличающийся тем, что в месте внешнего стыка насадка со срезом земных сопел образованы щели, которые перекрываются заслонками.
2. Сопловой блок по п.1, отличающийся тем, что центр соплового блока между срезами земных сопел закрыт коническим обтекателем, выполненным в виде вогнутой пирамиды.
3. Сопловой блок по п.1, отличающийся тем, что высотный насадок выполнен в виде усеченного конуса.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003132254/06A RU2273761C2 (ru) | 2003-11-05 | 2003-11-05 | Сопловой блок ракетного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003132254/06A RU2273761C2 (ru) | 2003-11-05 | 2003-11-05 | Сопловой блок ракетного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003132254A RU2003132254A (ru) | 2005-05-20 |
RU2273761C2 true RU2273761C2 (ru) | 2006-04-10 |
Family
ID=35820052
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003132254/06A RU2273761C2 (ru) | 2003-11-05 | 2003-11-05 | Сопловой блок ракетного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2273761C2 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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 |
RU2718105C1 (ru) * | 2019-07-15 | 2020-03-30 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме |
RU2739852C1 (ru) * | 2020-06-16 | 2020-12-29 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы |
-
2003
- 2003-11-05 RU RU2003132254/06A patent/RU2273761C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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 |
RU2718105C1 (ru) * | 2019-07-15 | 2020-03-30 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Камера жидкостного ракетного двигателя, работающего по безгазогенераторной схеме |
RU2739852C1 (ru) * | 2020-06-16 | 2020-12-29 | Акционерное общество "Конструкторское бюро химавтоматики" | Ступень ракетоносителя, работающего в плотных и разряженных слоях атмосферы |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2003132254A (ru) | 2005-05-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP1685362B1 (en) | Missile with multiple nosecones | |
US6668542B2 (en) | Pulse detonation bypass engine propulsion pod | |
US6293091B1 (en) | Axisymmetrical annular plug propulsion system for integrated rocket/ramjet or rocket/scramjet | |
RU2326259C1 (ru) | Высотное сопло лаваля | |
US11976612B2 (en) | Ramjet propulsion method | |
US6981364B2 (en) | Combine engine for single-stage spacecraft | |
Webster | Liquid fueled integral rocket/ramjet technology review | |
RU2273761C2 (ru) | Сопловой блок ракетного двигателя | |
RU2609539C1 (ru) | Ракета-носитель, возвращаемая ступень ракеты-носителя и способ ее запуска при возвращении и система вертолетного подхвата возвращаемой ступени | |
WO2010147912A1 (en) | Eyeball seals for gimbaled rocket engines, and associated systems and mtehods | |
US20240083597A1 (en) | Augmented Aerospike Nozzle, Engine Including the Augmented Aerospike Nozzle, and Vehicle Including the Engine | |
US5158246A (en) | Radial bleed total thrust control apparatus and method for a rocket propelled missile | |
US11933249B2 (en) | Reusable upper stage rocket with aerospike engine | |
RU2273752C2 (ru) | Сопло с высотной компенсацией | |
RU167750U1 (ru) | Высотное сопло лаваля | |
AU2022280967A1 (en) | A non-axisymmetric heat shield, a nozzle defined at least partially by the heat shield, an engine including the nozzle, and a vehicle including the engine | |
EP0880645B1 (en) | Rocket engine nozzle | |
RU2327949C1 (ru) | Ракета | |
EP3013681B1 (en) | Improved airship | |
RU2273760C2 (ru) | Двигательная установка летательного аппарата | |
RU2159862C2 (ru) | Двигательная установка летательного аппарата | |
US20010003244A1 (en) | Rocket engine nozzle | |
RU47984U1 (ru) | Сопловой блок ракетного двигателя | |
US20240200511A1 (en) | Annular aerospike nozzle with widely-spaced thrust chambers, engine including the annular aerospike nozzle, and vehicle including the engine | |
RU2532445C1 (ru) | Компоновка многоступенчатой ракеты-носителя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181106 |