RU2507409C1 - Burnable nozzle of ramjet - Google Patents
Burnable nozzle of ramjet Download PDFInfo
- Publication number
- RU2507409C1 RU2507409C1 RU2012127547/06A RU2012127547A RU2507409C1 RU 2507409 C1 RU2507409 C1 RU 2507409C1 RU 2012127547/06 A RU2012127547/06 A RU 2012127547/06A RU 2012127547 A RU2012127547 A RU 2012127547A RU 2507409 C1 RU2507409 C1 RU 2507409C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- nozzle
- burnable
- elements
- chemical potential
- erosion resistance
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Testing Of Engines (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к машиностроению, а именно к комбинированным ракетно-прямоточным двигателям.The invention relates to mechanical engineering, namely to combined direct-flow rocket engines.
В настоящее время на летательных аппаратах (ЛА) находят применение комбинированные ракетно-прямоточные двигатели (КРПД). Существенным недостатком таких двигателей является низкий уровень тяги при нулевой скорости движения. Для быстрого достижения величины скорости движения ЛА, требуемой для эффективной работы прямоточной маршевой ступени КРПД, обычно используется заряд твердого ракетного топлива, который размещается в камере дожигания прямоточной ступени двигателя. Передняя часть камеры дожигания снабжена, по меньшей мере, одним патрубком, к которому пристыковано воздухозаборное устройство (ВЗУ) и через которое, при работе КРПД на прямоточном режиме, в камеру дожигания поступает набегающий воздушный поток. Воздух, являющийся основным рабочим телом, обеспечивает процесс дожигания продуктов газогенерации КРПД. При работе стартовой ступени вход воздуха герметично закрыт.At present, on aircrafts (LA), combined-propelled rocket-propelled engines (KRPD) are used. A significant drawback of such engines is the low level of traction at zero speed. To quickly achieve the value of the aircraft speed required for the efficient operation of the ramjet direct-flow march stage, a solid rocket fuel charge is usually used, which is placed in the afterburning engine stage afterburning chamber. The front part of the afterburning chamber is equipped with at least one branch pipe to which the air intake device (VZU) is docked and through which, when the KPDD is operating in direct-flow mode, an incoming air flow enters the afterburning chamber. The air, which is the main working fluid, provides the process of afterburning of gas generation products of the gas distribution circulator. During operation of the start stage, the air inlet is hermetically closed.
Оптимальные геометрические характеристики сопла маршевой прямоточной и стартовой разгонной ступеней существенно различаются. Маршевое сопло для использования в режиме разгона непригодно из-за переразмеренности. В начальный период применения КРПД сопло, обеспечивающее оптимальные характеристики интегрированной стартовой ступени, было сбрасываемым. После быстрого выгорания заряда стартового ракетного топлива, когда ЛА приобретал необходимую скорость полета, сопло стартовой ступени выбрасывалось в окружающую среду. Поскольку сопло, как правило, было толстостенным и имело значительную массу, то ее заранее непредсказуемое движение в окружающей среде представляло опасность для других ЛА. В последнее время одним из основных требований, предъявляемых к ряду разрабатываемых КРПД, является отсутствие сбрасываемых элементов.The optimal geometric characteristics of the nozzle of the marching once-through and starting booster stages are significantly different. Marching nozzle for use in acceleration mode is unsuitable due to oversize. In the initial period of application of the CJC, the nozzle providing the optimal characteristics of the integrated launch stage was resettable. After a quick burning out of the charge of the starting rocket fuel, when the aircraft acquired the necessary flight speed, the nozzle of the launch stage was released into the environment. Since the nozzle, as a rule, was thick-walled and had a significant mass, its unpredictable movement in the environment in advance was dangerous for other aircraft. Recently, one of the main requirements for a number of developed KRAP is the lack of discharged elements.
Таким образом, трудности обеспечения эффективного разгонного режима при наличии требования по отсутствию сбрасываемых элементов являются серьезным недостатком, ограничивающим применение КРПД.Thus, the difficulties of ensuring an effective overclocking mode when there is a requirement for the absence of discharged elements are a serious drawback that limits the use of the FDC.
Известно устройство сопла для ракеты с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (патент Японии №3143654, МПК F02K 7/18, опубликовано 15.04.1993 г.), где стартовое сопло выгорает под воздействием высокотемпературных продуктов сгорания топлива на маршевом режиме работы прямоточного двигателя. Стойкость стартового сопла на режиме разгона обеспечивается охлаждением его огневой стенки. С этой целью на ЛА содержится система, которая осуществляет подачу хладагента через специальные каналы огневой стенки стартового сопла в начале режима разгона и прекращение подачи хладагента по окончании работы стартовой ступени. Хладагент, нагретый в тракте охлаждения, сбрасывается за борт ЛА. Наличие расходуемого хладагента и системы его подачи существенно ухудшает габаритно-массовые характеристики ЛА. Процесс термического разрушения данной конструкции может сопровождаться выносом крупных фрагментов стартового сопла в окружающее пространство.A device is known for a nozzle for a rocket with a ramjet engine of Japan (Japanese patent No. 3143654, IPC F02K 7/18, published April 15, 1993), where the launch nozzle burns out under the influence of high-temperature products of fuel combustion in the march mode of the ramjet engine. The stability of the starting nozzle during acceleration is ensured by cooling its fire wall. For this purpose, the aircraft contains a system that delivers refrigerant through special channels of the fire wall of the launch nozzle at the beginning of the acceleration mode and stops the flow of refrigerant at the end of the launch stage. The refrigerant heated in the cooling path is discharged overboard the aircraft. The presence of consumed refrigerant and its supply system significantly affects the overall mass characteristics of the aircraft. The process of thermal destruction of this design can be accompanied by the removal of large fragments of the starting nozzle into the surrounding space.
Наиболее близким техническим решением, выбранным в качестве наиболее близкого аналога, является ракетный двигатель твердого топлива (РДТТ) с выгорающим соплом из топлива с упрочняющими волокнами (патент США №4574700, МПК C06D 5/06, опубл. 1984 г.), где в качестве выгораемого сопла используется часть заряда из твердого топлива с относительно малой скоростью горения. В это топливо при изготовлении вводятся волокна (~9% по массе) марки «Kevlar» диаметром 1…2 мкм и длиной 0,25…0,75 см для увеличения эрозионной стойкости. Технология изготовления такого составного заряда достаточно сложная. Кроме того, значительный разгар сопла происходит с самого начала работы разгонной ступени. Рабочий процесс носит существенно нестационарный характер и является трудно прогнозируемым. Это приводит к существенному снижению термодинамической эффективности. Удельный импульс топлива снижается на 10…20% по отношению к варианту использования оптимального сопла. Баллистические характеристики выгорания топлива существенно зависят и от температуры заряда топлива, которая может меняться в широком диапазоне. Это увеличивает нестабильность характеристик разгонного режима.The closest technical solution, selected as the closest analogue, is a solid fuel rocket engine (solid propellant rocket engine) with a burnable nozzle made of fuel with reinforcing fibers (US patent No. 4574700, IPC C06D 5/06, publ. 1984), where as a burnable nozzle uses part of the charge of solid fuel with a relatively low burning rate. In the manufacture of this fuel, fibers (~ 9% by weight) of the Kevlar brand with a diameter of 1 ... 2 microns and a length of 0.25 ... 0.75 cm are introduced to increase erosion resistance. The manufacturing technology of such a composite charge is quite complicated. In addition, a significant height of the nozzle occurs from the very beginning of the booster stage. The workflow is substantially unsteady and difficult to predict. This leads to a significant decrease in thermodynamic efficiency. The specific impulse of fuel is reduced by 10 ... 20% in relation to the variant of using the optimal nozzle. The ballistic characteristics of fuel burnout also depend significantly on the temperature of the fuel charge, which can vary over a wide range. This increases the instability of the characteristics of the overclocking mode.
Целью заявляемого технического решения является улучшение термодинамической эффективности режима разгона ЛА с КРПД и повышение надежности работы двигателя в момент перехода от стартового к маршевому режиму.The purpose of the proposed technical solution is to improve the thermodynamic efficiency of the acceleration mode of the aircraft with the engine and the engine and increase the reliability of the engine at the time of transition from the starting to the marching mode.
Указанная цель достигается тем, что выгораемое сопло комбинированного ракетно-прямоточного двигателя, размещенное во внутренней полости сопла маршевого режима, выполнено по меньшей мере из двух элементов, соединенных друг с другом с возможностью формирования тракта сопла разгонного режима от дозвуковой до трансзвуковой и от трансзвуковой до сверхзвуковой областей, с внешней стороны элементов сопла выполнены продольные каналы, заглушенные со стороны камеры дожигания и образующие систему пилонов, которые с внешней стороны прикреплены к внутренней поверхностью маршевого сопла двигателя, причем выгораемое сопло выполнено из материала, обладающего высокой термоэрозионной стойкостью к продуктам сгорания с восстановительным химическим потенциалом и низкой термоэрозионной стойкостью продуктам сгорания с окислительным химическим потенциалом.This goal is achieved by the fact that the burnable nozzle of the combined rocket-ram engine, located in the internal cavity of the marching nozzle, is made of at least two elements connected to each other with the possibility of forming the path of the accelerating nozzle from subsonic to transonic and from transonic to supersonic areas on the outer side of the nozzle elements are longitudinal channels muffled from the side of the afterburner and forming a system of pylons, which are attached on the outside to the inner surface of the marching nozzle of the engine, and the burnable nozzle is made of a material having high thermal erosion resistance to combustion products with reducing chemical potential and low thermal erosion resistance to combustion products with oxidizing chemical potential.
При этом количество пилонов должно быть не менее трех толщиной 1-10 мм. В качестве материала для изготовления выгораемого сопла использованы углеродные и/или композиционные углерод-углеродные материалы. На выгораемое сопло комбинированного ракетно-прямоточного двигателя с внешней стороны выгораемого сопла со стороны камеры дожигания нанесен высокотемпературный клей, обеспечивающий фиксацию выгораемого сопла в полости сопла маршевого режима КРПД.In this case, the number of pylons must be at least three with a thickness of 1-10 mm. As a material for the manufacture of a burnable nozzle, carbon and / or composite carbon-carbon materials were used. A high-temperature glue is applied to the burnable nozzle of the combined ramjet engine from the outside of the burnable nozzle from the side of the afterburning chamber, which ensures the fixation of the burnable nozzle in the nozzle cavity of the cruise control engine.
На фиг.1 представлен продольный разрез маршевого и выгораемого сопла по пилонам.Figure 1 shows a longitudinal section of a marching and burnable nozzle along the pylons.
На фиг.2 представлен продольный разрез маршевого и выгораемого сопел в области между пилонами.Figure 2 presents a longitudinal section of the marching and burnable nozzles in the area between the pylons.
На фиг.3 представлен поперечный разрез маршевого и выгораемого сопел в трансзвуковой области.Figure 3 presents a cross section of the marching and burnable nozzles in the transonic region.
Выгораемое сопло разгонного режима комбинированного ракетно-прямоточного двигателя расположено внутри полости сопла 1 маршевого режима работы и состоит из двух элементов: переднего элемента 2 и заднего элемента 3. Передняя часть - элемент 2 формирует тракт сужения до трансзвуковой области, а задняя часть - элемент 3 формирует тракт расширения от трансзвуковой до сверхзвуковой области.The burn-out nozzle of the acceleration mode of the combined rocket-ram engine is located inside the cavity of the
Контактные поверхности элементов выгораемого сопла герметично соединяются путем склеивания с внутренней поверхностью маршевого сопла 1 и друг с другом. Результирующая газодинамических сил, действующих на внутреннюю поверхность элементов 2 и 3 выгораемого сопла, направлена в сторону маршевого сопла, что способствует их взаимному прижатию. С внешней стороны элементов 2 и 3 выгораемого сопла стартового режима выполнены продольные профилированные пазы, образующие систему пилонов.The contact surfaces of the elements of the burnable nozzle are hermetically connected by gluing with the inner surface of the
К маршевому соплу 1 внешние поверхности пилонов приклеиваются с использованием высокотемпературного клея, количество и профиль пилонов выбирается в зависимости от характеристик материала стартового сопла и действующих на режиме разгона нагрузок. Образующиеся между пилонами каналы со стороны камеры дожигания заглушены. Детали выгораемого сопла выполнены из материала, обладающего высокой термоэрозионной стойкостью и прочностью при воздействии высокотемпературных продуктов сгорания твердого топлива с восстановительным химическим потенциалом и низкой термоэрозионной стойкостью по отношению к высокоэнтальпийным потокам с окислительным химическим потенциалом. Прежде всего, к таким материалам относятся углеродные и композиционные углерод-углеродные материалы. Скорость терморазрушения данных материалов в окислительной среде вырастает на порядок по сравнению с воздействием на них потоков с восстановительным химическим потенциалом. В отличие от металлических и других конструкционных материалов, при сгорании углеродных и композиционных углерод-углеродных материалов процесс плавления отсутствует, а продукты сгорания в среде кислорода воздуха представляют собой газы (окись и двуокись углерода), а не конденсаты окислов, выхлоп которых, в определенном смысле, эквивалентен фрагментарному сбросу стартового сопла.To the
Выгораемое сопло разгонного режима комбинированного ракетно-прямоточного двигателя работает следующим образом.The burnable nozzle of the acceleration mode of the combined rocket-ram engine works as follows.
На кратковременном разгонном режиме обеспечивается работа сопла с нормированным, незначительным уносом (0,1…0,3 мм/с) материала под воздействием высокоэнтальпийного потока продуктов сгорания стартового топлива с восстановительным химическим потенциалом.In the short-term acceleration mode, the nozzle operates with normalized, slight ablation (0.1 ... 0.3 mm / s) of the material under the influence of a high-enthalpy flow of combustion products of starting fuel with a reducing chemical potential.
После завершения разгонного режима начинает работать прямоточная ступень двигателя и детали стартового выгораемого сопла начинают омываться высокотемпературными продуктами с высоким окислительным химическим потенциалом.After completion of the acceleration mode, the direct-flow stage of the engine begins to work and the details of the starting burn-out nozzle begin to be washed by high-temperature products with a high oxidizing chemical potential.
Под их воздействием, в первую очередь, перегорают перемычки между пилонами элементов 2 и 3 выгораемого сопла, происходит значительное увеличение проходного сечения сопла и быстрое выгорание пилонов вследствие их обтекания потоком не только по внутренней торцевой, но и по боковым поверхностям. Наличие протока через выходной задний торец элемента 3 обеспечивает опережающее термохимическое разрушение пилонов в трансзвуковой и сверхзвуковой зонах сопла. Глухие каналы элемента 2 способствуют упрощению технологии изготовления заряда стартового топлива.Under their influence, in the first place, the jumpers between the pylons of the
В результате обеспечивается быстрый переход от геометрических характеристик сопла для разгонного режима к геометрии сопла маршевого режима работы РПД. Скорость такого перехода весьма важна для улучшения эффективности работы КРПД.The result is a quick transition from the geometric characteristics of the nozzle for the acceleration mode to the nozzle geometry of the marching mode of operation of the RPD. The speed of such a transition is very important to improve the efficiency of the CAPG.
Предварительные экспериментальные исследования показали, что положительный эффект достигается при числе пилонов не менее 3 и их толщине 1÷10 мм.Preliminary experimental studies have shown that a positive effect is achieved when the number of pylons is not less than 3 and their thickness is 1 ÷ 10 mm.
По сравнению с наиболее близким аналогом предлагаемое выгораемое сопло позволяет в максимальной мере реализовать оптимальные энергетические характеристики на разгонном режиме работы комбинированного ракетно-прямоточного двигателя, существенно уменьшить время перехода к номинальным параметрам маршевого режима, снизить зависимость процесса разрушения и уноса материала выгораемого сопла от режимов работы. Выполнение элементов выгораемого сопла из углеродных и композиционных углерод-углеродных материалов позволяет повысить надежность его работы на разгонном режиме и осуществить быстрый переход к геометрическим характеристикам маршевого сопла на прямоточном режиме работы двигателя.Compared with the closest analogue, the proposed burnable nozzle allows to maximize the optimal energy characteristics at the acceleration mode of the combined rocket-ram engine, significantly reduce the transition time to the nominal parameters of the march mode, and reduce the dependence of the process of destruction and ablation of the material of the burned nozzle on the operating modes. The implementation of the elements of the burnable nozzle from carbon and composite carbon-carbon materials allows to increase the reliability of its operation in the acceleration mode and to make a quick transition to the geometric characteristics of the march nozzle in the direct-flow engine operation mode.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012127547/06A RU2507409C1 (en) | 2012-07-03 | 2012-07-03 | Burnable nozzle of ramjet |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012127547/06A RU2507409C1 (en) | 2012-07-03 | 2012-07-03 | Burnable nozzle of ramjet |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012127547A RU2012127547A (en) | 2014-01-10 |
RU2507409C1 true RU2507409C1 (en) | 2014-02-20 |
Family
ID=49884144
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012127547/06A RU2507409C1 (en) | 2012-07-03 | 2012-07-03 | Burnable nozzle of ramjet |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2507409C1 (en) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3167909A (en) * | 1961-04-24 | 1965-02-02 | Thompson Ramo Wooldridge Inc | Self-cooled rocket nozzle |
US4574700A (en) * | 1984-11-15 | 1986-03-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Solid rocket motor with nozzle containing aromatic amide fibers |
JP3143654B2 (en) * | 1993-04-15 | 2001-03-07 | 防衛庁技術研究本部長 | Nozzle for ram rocket |
US6389801B1 (en) * | 1998-12-17 | 2002-05-21 | Daimlerchrysler Ag | Jet propulsion power unit with non-metal components |
RU2189483C2 (en) * | 2000-11-22 | 2002-09-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Solid-propellant rocket engine |
RU2421627C1 (en) * | 2009-12-09 | 2011-06-20 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Rear cone |
-
2012
- 2012-07-03 RU RU2012127547/06A patent/RU2507409C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3167909A (en) * | 1961-04-24 | 1965-02-02 | Thompson Ramo Wooldridge Inc | Self-cooled rocket nozzle |
US4574700A (en) * | 1984-11-15 | 1986-03-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Solid rocket motor with nozzle containing aromatic amide fibers |
JP3143654B2 (en) * | 1993-04-15 | 2001-03-07 | 防衛庁技術研究本部長 | Nozzle for ram rocket |
US6389801B1 (en) * | 1998-12-17 | 2002-05-21 | Daimlerchrysler Ag | Jet propulsion power unit with non-metal components |
RU2189483C2 (en) * | 2000-11-22 | 2002-09-20 | Государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро приборостроения" | Solid-propellant rocket engine |
RU2421627C1 (en) * | 2009-12-09 | 2011-06-20 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Московский институт теплотехники" (ОАО "Корпорация "МИТ") | Rear cone |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012127547A (en) | 2014-01-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7225623B2 (en) | Trapped vortex cavity afterburner | |
EP1605207B1 (en) | Thrust augmentor for gas turbine engines | |
US6883302B2 (en) | Methods and apparatus for generating gas turbine engine thrust with a pulse detonation thrust augmenter | |
US8776526B2 (en) | Motor with solid fuel installed within combustion chamber and vortex generator installed on inner wall of combustion chamber | |
US7520123B2 (en) | Mixing-enhancement inserts for pulse detonation chambers | |
US7779866B2 (en) | Segmented trapped vortex cavity | |
US11149954B2 (en) | Multi-can annular rotating detonation combustor | |
Billig | Supersonic combustion ramjet missile | |
CN109139296B (en) | Rocket-based combined cycle engine | |
SE542641C2 (en) | Ramjet Engine, Hybrid | |
US10563619B2 (en) | Aerospace turbofan engines | |
US5224344A (en) | Variable-cycle storable reactants engine | |
JP5814651B2 (en) | Ejector purge of the cavity adjacent to the exhaust flow path | |
US3095694A (en) | Reaction motors | |
RU2403422C1 (en) | Device and method (versions) to stabilise flame in turbojet engine afterburner chamber | |
CN201165916Y (en) | Solid rocket engine | |
RU2507409C1 (en) | Burnable nozzle of ramjet | |
RU2623134C1 (en) | Solid fueled integrated straight-jet engine | |
JP5829278B2 (en) | Propulsion systems for flying machines, especially missiles | |
RU2418969C2 (en) | Turbojet engine | |
CN114352437A (en) | Solid fuel stamping combined engine suitable for wide Mach number flight | |
Pelosi-Pinhas et al. | Solid-fuel ramjet regulation by means of an air-division valve | |
RU2645373C1 (en) | Turbo-jet engine and control method thereof | |
RU2362035C1 (en) | Charge for solid rocket fuel | |
RU2517971C1 (en) | Nozzle-free solid-propellant rocket engine |